WORTMANN FX 77-W-258 AIRFOIL (fx77w258-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 77-W-258 AIRFOIL (fx77w258-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 2.5 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx77w258-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx77w258-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 77-W-258 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.500 -0.4090 0.12788 0.11962 -0.0297 0.6018 0.0759
-14.250 -0.4662 0.11042 0.10203 -0.0401 0.6047 0.0753
-14.000 -0.5351 0.09517 0.08645 -0.0491 0.6078 0.0746
-13.750 -0.5755 0.08658 0.07755 -0.0532 0.6074 0.0744
-13.500 -0.6018 0.08045 0.07112 -0.0554 0.6056 0.0745
-13.250 -0.6191 0.07560 0.06598 -0.0567 0.6031 0.0749
-13.000 -0.6305 0.07151 0.06155 -0.0573 0.6004 0.0754
-12.750 -0.6329 0.06829 0.05805 -0.0575 0.5975 0.0761
-12.250 -0.6071 0.06450 0.05407 -0.0576 0.5906 0.0782
-12.000 -0.5953 0.06249 0.05191 -0.0576 0.5872 0.0796
-11.750 -0.5842 0.06040 0.04959 -0.0576 0.5840 0.0814
-11.500 -0.5649 0.05917 0.04832 -0.0574 0.5807 0.0833
-11.250 -0.5467 0.05788 0.04694 -0.0573 0.5778 0.0857
-11.000 -0.5281 0.05654 0.04538 -0.0570 0.5753 0.0885
-10.750 -0.5057 0.05567 0.04447 -0.0567 0.5727 0.0914
-10.500 -0.4820 0.05470 0.04338 -0.0567 0.5696 0.0951
-10.250 -0.4573 0.05403 0.04276 -0.0566 0.5663 0.0990
-10.000 -0.4355 0.05325 0.04193 -0.0564 0.5631 0.1041
-9.750 -0.4159 0.05242 0.04106 -0.0561 0.5602 0.1103
-9.500 -0.3978 0.05163 0.04031 -0.0556 0.5575 0.1165
-9.250 -0.3804 0.05085 0.03955 -0.0551 0.5551 0.1233
-9.000 -0.3625 0.05011 0.03879 -0.0545 0.5530 0.1312
-8.750 -0.3435 0.04939 0.03814 -0.0543 0.5505 0.1411
-8.500 -0.3267 0.04861 0.03750 -0.0540 0.5483 0.1527
-8.250 -0.3126 0.04775 0.03684 -0.0535 0.5462 0.1656
-8.000 -0.2998 0.04687 0.03612 -0.0529 0.5442 0.1824
-7.750 -0.2893 0.04592 0.03535 -0.0521 0.5423 0.2029
-7.500 -0.2813 0.04494 0.03465 -0.0511 0.5406 0.2280
-7.250 -0.2749 0.04404 0.03403 -0.0497 0.5390 0.2632
-7.000 -0.2690 0.04342 0.03375 -0.0479 0.5375 0.3095
-6.750 -0.2502 0.04396 0.03478 -0.0457 0.5358 0.3689
-6.500 -0.2103 0.04622 0.03728 -0.0440 0.5339 0.4234
-6.250 -0.1830 0.04777 0.03880 -0.0424 0.5319 0.4597
-6.000 -0.1659 0.04898 0.04001 -0.0412 0.5293 0.4886
-5.750 -0.1525 0.05012 0.04113 -0.0394 0.5267 0.5135
-5.500 -0.1412 0.05126 0.04222 -0.0374 0.5243 0.5359
-5.000 -0.1167 0.05352 0.04432 -0.0335 0.5201 0.5758
-4.750 -0.0884 0.05502 0.04569 -0.0323 0.5178 0.5904
-4.500 -0.0706 0.05588 0.04641 -0.0307 0.5158 0.6059
-4.250 -0.0579 0.05642 0.04681 -0.0287 0.5140 0.6214
-4.000 -0.0518 0.05663 0.04687 -0.0265 0.5125 0.6375
-3.750 -0.0241 0.05846 0.04871 -0.0265 0.5095 0.6451
-3.500 -0.0318 0.05967 0.05000 -0.0242 0.5069 0.6592
-3.250 -0.0133 0.06143 0.05177 -0.0236 0.5036 0.6667
-3.000 -0.0240 0.06227 0.05261 -0.0206 0.5007 0.6801
-2.750 -0.0007 0.06331 0.05357 -0.0199 0.4979 0.6870
-2.250 0.0193 0.06403 0.05408 -0.0163 0.4939 0.7055
-2.000 0.0384 0.06429 0.05421 -0.0152 0.4925 0.7133
-1.750 0.0209 0.06541 0.05533 -0.0118 0.4904 0.7236
-1.500 -0.0630 0.07126 0.06163 -0.0055 0.4842 0.7295
-1.250 -0.0939 0.07307 0.06349 -0.0013 0.4815 0.7372
-1.000 -0.1057 0.07390 0.06426 0.0009 0.4790 0.7455
-0.750 -0.0959 0.07475 0.06504 0.0025 0.4766 0.7505
-0.500 -0.0819 0.07523 0.06541 0.0036 0.4745 0.7564
-0.250 -0.0660 0.07539 0.06542 0.0040 0.4728 0.7637
0.000 -0.0441 0.07550 0.06540 0.0043 0.4714 0.7686
0.250 -0.0705 0.07829 0.06826 0.0064 0.4683 0.7725
0.500 -0.0787 0.08019 0.07016 0.0073 0.4662 0.7762
0.750 -0.0786 0.08166 0.07160 0.0076 0.4635 0.7800
1.000 -0.0709 0.08281 0.07268 0.0073 0.4606 0.7841
1.250 -0.0560 0.08380 0.07356 0.0062 0.4579 0.7889
1.500 -0.0413 0.08456 0.07426 0.0070 0.4556 0.7922
1.750 -0.0225 0.08530 0.07492 0.0072 0.4537 0.7955
2.000 0.0020 0.08590 0.07540 0.0069 0.4519 0.7985
2.250 0.0079 0.08748 0.07693 0.0067 0.4488 0.8016
2.500 0.0025 0.08959 0.07907 0.0063 0.4445 0.8044
2.750 0.0120 0.09124 0.08068 0.0052 0.4420 0.8066
3.000 0.0251 0.09284 0.08223 0.0040 0.4400 0.8085
3.250 0.0406 0.09440 0.08373 0.0025 0.4380 0.8103
3.500 0.0573 0.09579 0.08508 0.0016 0.4362 0.8119
3.750 0.0764 0.09690 0.08613 0.0012 0.4341 0.8137
4.000 0.1008 0.09786 0.08701 0.0007 0.4322 0.8159
4.250 0.1305 0.09876 0.08782 0.0001 0.4306 0.8183
4.500 0.1087 0.10161 0.09077 0.0000 0.4251 0.8205
4.750 0.1168 0.10353 0.09269 -0.0008 0.4228 0.8229
5.000 0.1282 0.10542 0.09457 -0.0018 0.4210 0.8250
5.250 0.1418 0.10731 0.09644 -0.0030 0.4192 0.8268
5.500 0.1570 0.10923 0.09834 -0.0044 0.4177 0.8282
5.750 0.1753 0.11101 0.10009 -0.0059 0.4158 0.8297
6.000 0.1998 0.11257 0.10160 -0.0074 0.4136 0.8315
6.250 0.2313 0.11404 0.10301 -0.0091 0.4117 0.8333
6.500 0.2225 0.11631 0.10533 -0.0094 0.4071 0.8345
6.750 0.2287 0.11832 0.10736 -0.0103 0.4039 0.8357
7.000 0.2416 0.12007 0.10912 -0.0113 0.4005 0.8368
7.250 0.2602 0.12164 0.11068 -0.0123 0.3973 0.8380
7.500 0.2837 0.12313 0.11214 -0.0135 0.3947 0.8393
7.750 0.3122 0.12466 0.11363 -0.0147 0.3928 0.8407
8.000 0.3052 0.12707 0.11610 -0.0157 0.3877 0.8417
8.250 0.3144 0.12904 0.11810 -0.0169 0.3835 0.8430
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 77-W-258 AIRFOIL (fx77w258-il)