Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

WORTMANN FX 77-W-343 AIRFOIL (fx77w343-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 77-W-343 AIRFOIL (fx77w343-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: -0.53 at α=-6.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx77w343-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-fx77w343-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: WORTMANN FX 77-W-343 AIRFOIL                    
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -18.500  -0.6497   0.13642   0.12973  -0.0207   0.6172   0.0954
 -18.250  -0.7955   0.11068   0.10325  -0.0338   0.6266   0.0939
 -18.000  -0.8502   0.10082   0.09297  -0.0375   0.6271   0.0939
 -17.750  -0.8885   0.09380   0.08555  -0.0393   0.6262   0.0942
 -17.500  -0.9200   0.08804   0.07941  -0.0402   0.6246   0.0947
 -17.250  -0.9486   0.08304   0.07405  -0.0405   0.6226   0.0953
 -17.000  -0.9109   0.08262   0.07382  -0.0410   0.6158   0.0971
 -16.750  -0.9011   0.08055   0.07165  -0.0412   0.6118   0.0986
 -16.500  -0.9035   0.07767   0.06853  -0.0411   0.6089   0.1000
 -16.250  -0.9113   0.07457   0.06510  -0.0408   0.6066   0.1013
 -16.000  -0.9051   0.07231   0.06265  -0.0407   0.6038   0.1028
 -15.750  -0.8712   0.07174   0.06225  -0.0414   0.5991   0.1050
 -15.500  -0.8554   0.07019   0.06062  -0.0415   0.5954   0.1071
 -15.250  -0.8500   0.06806   0.05824  -0.0413   0.5925   0.1089
 -15.000  -0.8154   0.06774   0.05801  -0.0416   0.5886   0.1114
 -14.750  -0.7938   0.06689   0.05710  -0.0416   0.5857   0.1140
 -14.500  -0.7802   0.06536   0.05543  -0.0418   0.5832   0.1165
 -14.250  -0.7465   0.06520   0.05552  -0.0425   0.5800   0.1194
 -14.000  -0.7258   0.06431   0.05465  -0.0427   0.5775   0.1226
 -13.750  -0.7040   0.06351   0.05385  -0.0430   0.5750   0.1260
 -13.500  -0.6821   0.06284   0.05324  -0.0432   0.5727   0.1299
 -13.250  -0.6639   0.06189   0.05224  -0.0432   0.5707   0.1343
 -13.000  -0.6408   0.06137   0.05178  -0.0433   0.5688   0.1394
 -12.750  -0.6165   0.06099   0.05144  -0.0432   0.5670   0.1453
 -12.500  -0.5964   0.06044   0.05088  -0.0431   0.5655   0.1524
 -12.250  -0.5711   0.06025   0.05097  -0.0434   0.5639   0.1606
 -12.000  -0.5511   0.05972   0.05069  -0.0438   0.5625   0.1697
 -11.750  -0.5352   0.05892   0.05006  -0.0440   0.5612   0.1812
 -11.500  -0.5208   0.05806   0.04935  -0.0440   0.5600   0.1967
 -11.250  -0.5058   0.05750   0.04920  -0.0438   0.5588   0.2144
 -11.000  -0.5000   0.05623   0.04818  -0.0435   0.5579   0.2384
 -10.750  -0.4930   0.05533   0.04771  -0.0427   0.5568   0.2681
 -10.500  -0.4919   0.05406   0.04675  -0.0418   0.5556   0.3051
 -10.250  -0.4687   0.05501   0.04819  -0.0411   0.5537   0.3447
 -10.000  -0.4514   0.05548   0.04886  -0.0404   0.5523   0.3803
  -9.750  -0.4037   0.05870   0.05224  -0.0410   0.5507   0.4017
  -9.500  -0.3841   0.05957   0.05311  -0.0408   0.5499   0.4218
  -9.250  -0.3721   0.05989   0.05341  -0.0403   0.5492   0.4403
  -9.000  -0.3191   0.06355   0.05695  -0.0403   0.5472   0.4444
  -8.750  -0.2807   0.06636   0.05963  -0.0400   0.5452   0.4509
  -8.500  -0.2585   0.06801   0.06141  -0.0415   0.5429   0.4623
  -8.250  -0.2572   0.06835   0.06182  -0.0416   0.5417   0.4786
  -8.000  -0.2078   0.07297   0.06650  -0.0445   0.5399   0.4805
  -7.750  -0.1648   0.07736   0.07095  -0.0472   0.5391   0.4836
  -7.500  -0.1773   0.07818   0.07183  -0.0467   0.5398   0.4992
  -7.250  -0.1407   0.08327   0.07698  -0.0493   0.5403   0.5016
  -7.000  -0.1103   0.08808   0.08183  -0.0510   0.5417   0.5050
  -6.750  -0.1376   0.08961   0.08340  -0.0487   0.5475   0.5193
  -6.500  -0.0879   0.09290   0.08662  -0.0496   0.5466   0.5221
  -6.250  -0.0512   0.09587   0.08952  -0.0497   0.5459   0.5276
  -6.000  -0.4772   0.10264   0.09717  -0.0165   0.6064   0.5383
  -5.750  -0.3502   0.11085   0.10522  -0.0277   0.6052   0.5406
  -5.500  -0.5667   0.10073   0.09524  -0.0013   0.5900   0.5564
  -5.250  -0.4978   0.10621   0.10063  -0.0040   0.5876   0.5586
  -5.000  -0.4008   0.11290   0.10720  -0.0111   0.5860   0.5616
  -4.750  -0.5543   0.10583   0.10021   0.0065   0.5747   0.5761
  -4.500  -0.5090   0.11012   0.10445   0.0062   0.5706   0.5786
  -4.250  -0.5108   0.10938   0.10359   0.0080   0.5685   0.5930
  -4.000  -0.4490   0.11408   0.10821   0.0059   0.5667   0.5951
  -3.750  -0.4953   0.11437   0.10856   0.0130   0.5573   0.5977
  -3.500  -0.5102   0.11266   0.10675   0.0154   0.5532   0.6113
  -3.250  -0.4701   0.11627   0.11032   0.0158   0.5500   0.6138
  -3.000  -0.4181   0.12045   0.11444   0.0144   0.5480   0.6188
  -2.750  -0.4095   0.12064   0.11453   0.0157   0.5468   0.6314
  -2.500  -0.4567   0.12028   0.11422   0.0223   0.5379   0.6337
  -2.250  -0.4322   0.12259   0.11650   0.0233   0.5328   0.6405
  -2.000  -0.4219   0.12304   0.11687   0.0248   0.5302   0.6523
  -1.750  -0.3598   0.12805   0.12184   0.0227   0.5280   0.6616
  -1.500  -0.2529   0.13556   0.12930   0.0139   0.5265   0.6788
  -1.250  -0.3921   0.12852   0.12230   0.0304   0.5179   0.6766
  -1.000  -0.4166   0.12607   0.11973   0.0328   0.5142   0.6906
  -0.750  -0.3282   0.13362   0.12733   0.0299   0.5103   0.7017
  -0.500  -0.3527   0.13154   0.12515   0.0354   0.5089   0.7144
  -0.250  -0.3017   0.13609   0.12968   0.0345   0.5074   0.7365
   0.000  -0.1751   0.14791   0.14170   0.0177   0.4974   0.7840
   0.250  -0.1450   0.14872   0.14246   0.0151   0.4932   0.7894
   0.500  -0.1553   0.14863   0.14232   0.0200   0.4911   0.8056
   0.750  -0.1122   0.14972   0.14335   0.0158   0.4890   0.8099
<< Back to WORTMANN FX 77-W-343 AIRFOIL (fx77w343-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WORTMANN FX 77-W-343 AIRFOIL (fx77w343-il)