WORTMANN FX 77-W-343 AIRFOIL (fx77w343-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 77-W-343 AIRFOIL (fx77w343-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 1.75 at α=-2.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx77w343-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx77w343-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-19.750 -0.8224 0.12384 0.11511 -0.0181 0.5745 0.0602
-19.500 -0.8301 0.11883 0.10981 -0.0208 0.5701 0.0611
-19.250 -0.8290 0.11530 0.10607 -0.0225 0.5656 0.0620
-19.000 -0.8181 0.11326 0.10402 -0.0235 0.5596 0.0627
-18.750 -0.8102 0.11080 0.10148 -0.0246 0.5544 0.0636
-18.500 -0.8039 0.10810 0.09865 -0.0258 0.5499 0.0646
-18.250 -0.7986 0.10529 0.09565 -0.0269 0.5463 0.0657
-18.000 -0.7947 0.10226 0.09240 -0.0281 0.5429 0.0667
-17.750 -0.7790 0.10102 0.09121 -0.0285 0.5386 0.0676
-17.500 -0.7659 0.09940 0.08957 -0.0290 0.5350 0.0686
-17.000 -0.7442 0.09552 0.08548 -0.0302 0.5289 0.0711
-16.750 -0.7324 0.09375 0.08360 -0.0307 0.5264 0.0723
-16.500 -0.7184 0.09230 0.08217 -0.0311 0.5238 0.0733
-16.250 -0.7059 0.09063 0.08050 -0.0315 0.5212 0.0746
-16.000 -0.6937 0.08890 0.07872 -0.0320 0.5187 0.0760
-15.750 -0.6811 0.08723 0.07700 -0.0324 0.5163 0.0775
-15.500 -0.6696 0.08550 0.07528 -0.0328 0.5142 0.0789
-15.250 -0.6585 0.08369 0.07344 -0.0333 0.5121 0.0805
-15.000 -0.6464 0.08200 0.07166 -0.0336 0.5102 0.0825
-14.750 -0.6350 0.08027 0.06989 -0.0340 0.5084 0.0843
-14.500 -0.6230 0.07860 0.06815 -0.0344 0.5066 0.0865
-14.250 -0.6094 0.07711 0.06658 -0.0347 0.5047 0.0891
-14.000 -0.5970 0.07548 0.06498 -0.0350 0.5027 0.0915
-13.750 -0.5828 0.07406 0.06350 -0.0353 0.5006 0.0948
-13.500 -0.5700 0.07257 0.06201 -0.0355 0.4986 0.0979
-13.250 -0.5560 0.07119 0.06057 -0.0357 0.4967 0.1020
-13.000 -0.5447 0.06963 0.05904 -0.0358 0.4951 0.1056
-12.750 -0.5324 0.06817 0.05757 -0.0359 0.4935 0.1100
-12.500 -0.5221 0.06655 0.05600 -0.0359 0.4921 0.1143
-12.250 -0.5112 0.06499 0.05447 -0.0360 0.4908 0.1195
-12.000 -0.5002 0.06347 0.05298 -0.0360 0.4895 0.1261
-11.750 -0.4879 0.06209 0.05157 -0.0360 0.4883 0.1350
-11.500 -0.4754 0.06077 0.05021 -0.0359 0.4872 0.1447
-11.250 -0.4649 0.05935 0.04881 -0.0358 0.4862 0.1543
-11.000 -0.4566 0.05774 0.04733 -0.0356 0.4852 0.1649
-10.750 -0.4478 0.05618 0.04589 -0.0354 0.4841 0.1807
-10.500 -0.4368 0.05482 0.04459 -0.0352 0.4829 0.1982
-10.250 -0.4307 0.05323 0.04319 -0.0347 0.4819 0.2142
-10.000 -0.4237 0.05173 0.04184 -0.0343 0.4807 0.2373
-9.750 -0.4155 0.05041 0.04067 -0.0337 0.4796 0.2593
-9.500 -0.4073 0.04930 0.03980 -0.0329 0.4785 0.2843
-9.250 -0.3969 0.04833 0.03896 -0.0322 0.4774 0.3115
-9.000 -0.3749 0.04856 0.03948 -0.0316 0.4762 0.3378
-8.750 -0.3551 0.04850 0.03954 -0.0311 0.4750 0.3662
-8.500 -0.3201 0.04976 0.04095 -0.0312 0.4737 0.3865
-8.250 -0.2858 0.05094 0.04221 -0.0314 0.4725 0.4028
-8.000 -0.2769 0.04992 0.04115 -0.0307 0.4716 0.4220
-7.750 -0.2734 0.04850 0.03966 -0.0296 0.4707 0.4398
-7.500 -0.2360 0.04986 0.04098 -0.0300 0.4694 0.4474
-7.250 -0.2230 0.04926 0.04031 -0.0293 0.4684 0.4606
-7.000 -0.1948 0.04994 0.04091 -0.0292 0.4672 0.4687
-6.750 -0.1870 0.04907 0.03995 -0.0282 0.4664 0.4816
-6.250 -0.1601 0.04860 0.03953 -0.0268 0.4642 0.5008
-6.000 -0.1268 0.04988 0.04084 -0.0274 0.4625 0.5046
-5.750 -0.1345 0.04884 0.03982 -0.0247 0.4611 0.5177
-5.500 -0.0956 0.05046 0.04144 -0.0256 0.4589 0.5210
-5.250 -0.0608 0.05174 0.04271 -0.0262 0.4568 0.5254
-5.000 -0.0769 0.05071 0.04168 -0.0222 0.4557 0.5380
-4.750 -0.0343 0.05228 0.04322 -0.0235 0.4540 0.5415
-4.500 -0.0582 0.05083 0.04174 -0.0193 0.4531 0.5562
-4.250 -0.0175 0.05244 0.04332 -0.0201 0.4518 0.5587
-4.000 0.0173 0.05361 0.04444 -0.0206 0.4507 0.5624
-3.750 0.0067 0.05242 0.04320 -0.0183 0.4499 0.5756
-3.500 0.0419 0.05357 0.04429 -0.0186 0.4489 0.5778
-3.000 0.0699 0.05328 0.04386 -0.0179 0.4473 0.5926
-2.750 0.0921 0.05412 0.04471 -0.0177 0.4461 0.5949
-2.500 0.0988 0.05632 0.04718 -0.0167 0.4435 0.5969
-2.250 0.0851 0.05946 0.05062 -0.0142 0.4398 0.6002
-2.000 0.0250 0.06233 0.05374 -0.0109 0.4347 0.6115
-1.750 0.0247 0.06412 0.05557 -0.0084 0.4323 0.6132
-1.500 0.0369 0.06499 0.05641 -0.0069 0.4308 0.6156
-1.000 0.0643 0.06444 0.05567 -0.0084 0.4285 0.6296
-0.750 0.0846 0.06485 0.05602 -0.0072 0.4277 0.6311
2.250 -0.0479 0.10572 0.09737 -0.0033 0.3803 0.6619
2.500 -0.0258 0.10683 0.09842 -0.0056 0.3787 0.6651
2.750 0.0051 0.10776 0.09921 -0.0100 0.3773 0.6695
3.000 0.0251 0.10856 0.09999 -0.0101 0.3763 0.6707
3.250 0.0469 0.10929 0.10068 -0.0103 0.3754 0.6720
3.500 0.0699 0.10997 0.10132 -0.0106 0.3746 0.6734
4.000 0.0449 0.11780 0.10931 -0.0111 0.3651 0.6761
4.250 0.0621 0.11909 0.11057 -0.0119 0.3629 0.6780
4.500 0.0832 0.12014 0.11158 -0.0130 0.3612 0.6802
4.750 0.1071 0.12112 0.11252 -0.0145 0.3600 0.6826
5.000 0.1332 0.12212 0.11345 -0.0165 0.3591 0.6852
5.250 0.1627 0.12311 0.11436 -0.0191 0.3583 0.6882
5.500 0.1919 0.12405 0.11522 -0.0214 0.3576 0.6908
6.000 0.1618 0.13262 0.12399 -0.0223 0.3489 0.6928
6.250 0.1753 0.13435 0.12573 -0.0229 0.3474 0.6943
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 77-W-343 AIRFOIL (fx77w343-il)