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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 77-W-343 AIRFOIL (fx77w343-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 0.68 at α=-4.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx77w343-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx77w343-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -17.250  -0.5260   0.13608   0.12686  -0.0235   0.5879   0.1036
 -17.000  -0.5801   0.12214   0.11259  -0.0309   0.5890   0.1059
 -16.750  -0.6216   0.11174   0.10179  -0.0359   0.5889   0.1078
 -16.500  -0.6396   0.10550   0.09523  -0.0384   0.5872   0.1098
 -16.250  -0.6187   0.10480   0.09458  -0.0387   0.5832   0.1121
 -16.000  -0.6158   0.10149   0.09116  -0.0400   0.5801   0.1145
 -15.750  -0.6201   0.09724   0.08666  -0.0415   0.5777   0.1169
 -15.500  -0.5966   0.09678   0.08629  -0.0416   0.5739   0.1191
 -15.250  -0.5838   0.09492   0.08435  -0.0422   0.5710   0.1217
 -15.000  -0.5769   0.09227   0.08149  -0.0428   0.5687   0.1248
 -14.750  -0.5577   0.09144   0.08068  -0.0429   0.5662   0.1277
 -14.500  -0.5452   0.08959   0.07873  -0.0434   0.5639   0.1315
 -14.250  -0.5297   0.08815   0.07732  -0.0440   0.5612   0.1356
 -14.000  -0.5169   0.08643   0.07554  -0.0446   0.5586   0.1408
 -13.750  -0.5007   0.08528   0.07446  -0.0449   0.5561   0.1461
 -13.500  -0.4879   0.08370   0.07283  -0.0453   0.5537   0.1525
 -13.250  -0.4718   0.08274   0.07200  -0.0454   0.5513   0.1586
 -13.000  -0.4584   0.08148   0.07079  -0.0455   0.5492   0.1655
 -12.750  -0.4467   0.08005   0.06935  -0.0455   0.5473   0.1739
 -12.500  -0.4361   0.07856   0.06781  -0.0455   0.5456   0.1840
 -12.250  -0.4242   0.07715   0.06653  -0.0459   0.5432   0.1960
 -12.000  -0.4113   0.07607   0.06568  -0.0461   0.5407   0.2085
 -11.750  -0.3983   0.07509   0.06490  -0.0463   0.5384   0.2229
 -11.500  -0.3878   0.07383   0.06375  -0.0464   0.5363   0.2410
 -11.250  -0.3714   0.07342   0.06354  -0.0462   0.5344   0.2599
 -11.000  -0.3482   0.07393   0.06426  -0.0459   0.5324   0.2791
 -10.750  -0.3321   0.07358   0.06397  -0.0457   0.5308   0.3010
 -10.500  -0.3055   0.07455   0.06500  -0.0453   0.5291   0.3193
 -10.250  -0.2750   0.07604   0.06650  -0.0448   0.5275   0.3346
 -10.000  -0.2534   0.07661   0.06701  -0.0443   0.5262   0.3512
  -9.750  -0.2338   0.07704   0.06743  -0.0444   0.5247   0.3677
  -9.500  -0.2159   0.07743   0.06783  -0.0448   0.5231   0.3833
  -9.250  -0.1835   0.07948   0.06990  -0.0453   0.5212   0.3934
  -9.000  -0.1613   0.08047   0.07088  -0.0456   0.5193   0.4063
  -8.750  -0.1508   0.08040   0.07078  -0.0455   0.5175   0.4223
  -8.500  -0.1471   0.07985   0.07019  -0.0451   0.5158   0.4394
  -8.250  -0.1062   0.08234   0.07261  -0.0454   0.5133   0.4457
  -8.000  -0.0989   0.08213   0.07233  -0.0447   0.5117   0.4607
  -7.750  -0.0649   0.08383   0.07394  -0.0448   0.5099   0.4686
  -7.500  -0.0560   0.08381   0.07385  -0.0441   0.5088   0.4819
  -7.250  -0.0306   0.08481   0.07475  -0.0440   0.5075   0.4912
  -7.000  -0.0188   0.08488   0.07472  -0.0432   0.5064   0.5024
  -6.750   0.0046   0.08655   0.07641  -0.0440   0.5042   0.5103
  -6.500   0.0067   0.08817   0.07817  -0.0444   0.5011   0.5210
  -6.250   0.0269   0.09056   0.08061  -0.0453   0.4976   0.5276
  -6.000   0.0203   0.09151   0.08158  -0.0439   0.4952   0.5388
  -5.750   0.0417   0.09314   0.08319  -0.0441   0.4927   0.5442
  -5.500   0.0216   0.09326   0.08329  -0.0409   0.4909   0.5562
  -5.250   0.0519   0.09420   0.08413  -0.0412   0.4890   0.5603
  -4.750   0.0639   0.09454   0.08428  -0.0376   0.4865   0.5770
  -4.500  -0.0198   0.10455   0.09479  -0.0322   0.4808   0.5800
  -4.250  -0.0884   0.10935   0.09980  -0.0241   0.4778   0.5853
  -4.000  -0.1575   0.11079   0.10130  -0.0144   0.4760   0.5948
  -3.750  -0.1559   0.11277   0.10327  -0.0123   0.4736   0.5992
  -3.500  -0.2161   0.11224   0.10273  -0.0027   0.4722   0.6113
  -3.250  -0.1891   0.11351   0.10391  -0.0032   0.4700   0.6147
  -3.000  -0.1783   0.11394   0.10425  -0.0017   0.4685   0.6202
  -2.750  -0.2174   0.11263   0.10286   0.0051   0.4676   0.6305
  -2.500  -0.1909   0.11332   0.10345   0.0050   0.4665   0.6336
  -2.250  -0.2246   0.11590   0.10610   0.0095   0.4647   0.6384
  -2.000  -0.2725   0.11567   0.10586   0.0155   0.4639   0.6496
  -1.750  -0.2765   0.11779   0.10800   0.0175   0.4628   0.6525
  -1.500  -0.2811   0.11930   0.10951   0.0195   0.4619   0.6564
  -1.250  -0.2922   0.11997   0.11015   0.0219   0.4603   0.6618
  -1.000  -0.3120   0.11907   0.10917   0.0239   0.4586   0.6700
  -0.750  -0.3067   0.12012   0.11019   0.0252   0.4566   0.6723
  -0.500  -0.3017   0.12112   0.11116   0.0264   0.4554   0.6755
  -0.250  -0.2982   0.12194   0.11193   0.0274   0.4546   0.6796
   0.000  -0.2949   0.12221   0.11212   0.0278   0.4532   0.6858
   0.250  -0.2868   0.12233   0.11216   0.0277   0.4515   0.6919
   0.500  -0.2687   0.12304   0.11279   0.0283   0.4496   0.6948
   0.750  -0.2459   0.12351   0.11317   0.0282   0.4479   0.6980
   1.000  -0.2357   0.12421   0.11379   0.0283   0.4457   0.7012
   1.250  -0.2457   0.12535   0.11494   0.0289   0.4436   0.7044
   1.500  -0.2456   0.12620   0.11575   0.0284   0.4413   0.7079
   1.750  -0.2371   0.12690   0.11637   0.0263   0.4386   0.7121
   2.000  -0.2281   0.12778   0.11724   0.0270   0.4360   0.7143
   2.250  -0.2165   0.12873   0.11815   0.0274   0.4340   0.7167
   2.500  -0.2045   0.12982   0.11920   0.0274   0.4328   0.7194
   2.750  -0.1910   0.13094   0.12028   0.0268   0.4318   0.7222
   3.000  -0.1759   0.13210   0.12139   0.0258   0.4308   0.7249
   3.250  -0.1591   0.13334   0.12257   0.0243   0.4300   0.7277
   3.500  -0.1407   0.13471   0.12388   0.0223   0.4293   0.7305
   3.750  -0.1140   0.13616   0.12523   0.0195   0.4281   0.7333
   4.000  -0.1108   0.13756   0.12662   0.0184   0.4253   0.7355
   4.250  -0.1108   0.13874   0.12784   0.0188   0.4225   0.7373
   4.500  -0.1030   0.14001   0.12910   0.0188   0.4203   0.7396
   4.750  -0.0926   0.14150   0.13058   0.0184   0.4195   0.7424
   5.000  -0.0810   0.14313   0.13221   0.0176   0.4195   0.7454
   5.250  -0.0682   0.14489   0.13396   0.0163   0.4198   0.7484
   5.500  -0.0537   0.14681   0.13586   0.0145   0.4209   0.7512
   5.750  -0.0373   0.14881   0.13783   0.0122   0.4220   0.7534
   6.000  -0.0217   0.15055   0.13954   0.0097   0.4209   0.7553
   6.250  -0.0041   0.15220   0.14116   0.0070   0.4184   0.7572
   6.500   0.0080   0.15362   0.14260   0.0064   0.4173   0.7588
   6.750   0.0194   0.15528   0.14426   0.0057   0.4175   0.7607
<< 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)