WORTMANN FX 79-K-144/17 AIRFOIL (fx79k144-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 79-K-144/17 AIRFOIL (fx79k144-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.21 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx79k144-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx79k144-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 79-K-144/17 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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.4330 0.11693 0.11093 -0.0225 1.0000 0.3016
-9.000 -0.4554 0.11621 0.11030 -0.0202 1.0000 0.3132
-8.750 -0.4528 0.11338 0.10749 -0.0178 1.0000 0.3283
-8.500 -0.4463 0.11021 0.10433 -0.0156 1.0000 0.3418
-8.250 -0.4476 0.10762 0.10177 -0.0133 1.0000 0.3554
-8.000 -0.4525 0.10541 0.09960 -0.0106 1.0000 0.3721
-7.750 -0.4654 0.10380 0.09806 -0.0074 1.0000 0.3914
-7.500 -0.4597 0.10102 0.09530 -0.0045 1.0000 0.4140
-7.250 -0.4579 0.09882 0.09310 -0.0015 1.0000 0.4368
-7.000 -0.4672 0.09695 0.09130 0.0022 1.0000 0.4599
-6.000 -0.6660 0.06458 0.05793 -0.0219 1.0000 0.1728
-5.750 -0.6527 0.05868 0.05142 -0.0223 1.0000 0.1535
-5.500 -0.6379 0.05438 0.04674 -0.0221 1.0000 0.1481
-5.250 -0.6208 0.05067 0.04250 -0.0220 1.0000 0.1469
-5.000 -0.6001 0.04712 0.03827 -0.0220 1.0000 0.1445
-4.750 -0.5767 0.04411 0.03454 -0.0219 1.0000 0.1426
-4.500 -0.5537 0.04178 0.03182 -0.0216 1.0000 0.1435
-4.250 -0.5314 0.04006 0.02989 -0.0212 1.0000 0.1480
-4.000 -0.5075 0.03855 0.02793 -0.0208 1.0000 0.1539
-3.750 -0.4837 0.03700 0.02613 -0.0203 1.0000 0.1589
-3.500 -0.4603 0.03583 0.02484 -0.0197 1.0000 0.1663
-3.250 -0.4370 0.03480 0.02375 -0.0189 1.0000 0.1778
-3.000 -0.4143 0.03400 0.02297 -0.0179 1.0000 0.1979
-2.750 -0.3912 0.03313 0.02222 -0.0168 1.0000 0.2320
-2.500 -0.2193 0.03444 0.02621 -0.0280 1.0000 1.0000
-2.250 -0.2144 0.03434 0.02585 -0.0256 1.0000 1.0000
-2.000 -0.2091 0.03427 0.02555 -0.0232 1.0000 1.0000
-1.750 -0.2033 0.03425 0.02531 -0.0209 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1973 0.03426 0.02512 -0.0186 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1909 0.03429 0.02495 -0.0163 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1843 0.03436 0.02484 -0.0141 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1774 0.03445 0.02477 -0.0119 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1703 0.03456 0.02473 -0.0098 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1629 0.03470 0.02473 -0.0078 1.0000 1.0000
0.000 -0.1554 0.03486 0.02477 -0.0058 1.0000 1.0000
0.250 -0.1473 0.03506 0.02482 -0.0039 1.0000 1.0000
0.500 -0.1382 0.03531 0.02496 -0.0022 1.0000 1.0000
0.750 -0.1277 0.03563 0.02517 -0.0009 1.0000 1.0000
1.000 -0.1158 0.03604 0.02546 0.0002 1.0000 1.0000
1.250 -0.1025 0.03652 0.02585 0.0009 1.0000 1.0000
1.500 -0.0880 0.03709 0.02630 0.0014 1.0000 1.0000
1.750 -0.0726 0.03774 0.02687 0.0017 1.0000 1.0000
2.000 -0.0563 0.03847 0.02751 0.0017 1.0000 1.0000
2.250 -0.0395 0.03927 0.02825 0.0016 1.0000 1.0000
2.500 -0.0222 0.04013 0.02904 0.0014 1.0000 1.0000
2.750 -0.0046 0.04107 0.02993 0.0010 1.0000 1.0000
3.000 0.0131 0.04207 0.03089 0.0006 1.0000 1.0000
3.250 0.0310 0.04313 0.03192 0.0000 1.0000 1.0000
3.500 0.0489 0.04426 0.03302 -0.0006 1.0000 1.0000
3.750 0.0669 0.04544 0.03419 -0.0012 1.0000 1.0000
4.000 0.0847 0.04669 0.03542 -0.0019 1.0000 1.0000
4.250 0.1025 0.04799 0.03673 -0.0027 1.0000 1.0000
4.500 0.1251 0.04962 0.03837 -0.0045 0.9976 1.0000
5.000 0.2075 0.05516 0.04398 -0.0152 0.9659 1.0000
5.500 0.2834 0.06059 0.04955 -0.0240 0.9319 1.0000
5.750 0.3038 0.06196 0.05099 -0.0249 0.9111 1.0000
6.000 0.3311 0.06400 0.05312 -0.0270 0.8931 1.0000
6.250 0.3578 0.06614 0.05536 -0.0291 0.8769 1.0000
6.500 0.3835 0.06832 0.05763 -0.0309 0.8615 1.0000
6.750 0.4077 0.07052 0.05995 -0.0326 0.8469 1.0000
7.000 0.4343 0.07301 0.06258 -0.0346 0.8326 1.0000
7.250 0.4523 0.07504 0.06473 -0.0352 0.8180 1.0000
7.500 0.4648 0.07659 0.06640 -0.0350 0.8007 1.0000
7.750 0.4885 0.07876 0.06872 -0.0362 0.7824 1.0000
8.000 0.5603 0.07772 0.06793 -0.0376 0.7044 1.0000
8.250 0.5999 0.07833 0.06878 -0.0388 0.6786 1.0000
8.500 0.6162 0.07940 0.07002 -0.0384 0.6589 1.0000
8.750 0.6552 0.07975 0.07062 -0.0391 0.6349 1.0000
9.000 0.7143 0.07839 0.06964 -0.0399 0.6063 1.0000
9.250 0.7354 0.07815 0.06964 -0.0384 0.5795 1.0000
9.500 0.7738 0.07648 0.06830 -0.0370 0.5517 1.0000
9.750 0.8776 0.06466 0.05725 -0.0324 0.5125 1.0000
10.000 0.9971 0.04119 0.03423 -0.0179 0.3741 1.0000
10.250 0.9805 0.04336 0.03480 -0.0117 0.2497 1.0000
10.500 0.9773 0.04627 0.03680 -0.0084 0.1995 1.0000
11.000 1.0776 0.04952 0.03916 -0.0074 0.1251 1.0000
11.250 1.1047 0.05210 0.04188 -0.0071 0.1091 1.0000
11.500 1.1533 0.05588 0.04575 -0.0085 0.0966 1.0000
11.750 1.1653 0.05931 0.04974 -0.0071 0.0938 1.0000
12.000 1.1745 0.06309 0.05397 -0.0056 0.0920 1.0000
12.250 1.1753 0.06694 0.05825 -0.0039 0.0912 1.0000
12.500 1.1683 0.07083 0.06251 -0.0020 0.0910 1.0000
12.750 1.1550 0.07485 0.06687 -0.0001 0.0910 1.0000
13.000 1.1371 0.07912 0.07146 0.0014 0.0915 1.0000
13.250 1.1157 0.08375 0.07638 0.0025 0.0921 1.0000
13.500 1.0920 0.08880 0.08169 0.0031 0.0929 1.0000
13.750 1.0671 0.09432 0.08744 0.0028 0.0939 1.0000
14.000 1.0417 0.10039 0.09366 0.0018 0.0949 1.0000
14.250 1.0186 0.10691 0.10033 0.0000 0.0960 1.0000
14.500 1.0031 0.11358 0.10709 -0.0020 0.0970 1.0000
14.750 0.8874 0.13704 0.13071 -0.0199 0.1078 1.0000
15.000 0.8838 0.14459 0.13825 -0.0230 0.1102 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 79-K-144/17 AIRFOIL (fx79k144-il)