WORTMANN FX M2 AIRFOIL (fxm2-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX M2 AIRFOIL (fxm2-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 65.06 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fxm2-il-200000.txt Download as CSV file: xf-fxm2-il-200000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX M2 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2851 0.10385 0.10039 -0.0172 1.0000 0.0267
-8.000 -0.2921 0.10275 0.09937 -0.0185 1.0000 0.0268
-7.750 -0.2963 0.10102 0.09770 -0.0183 1.0000 0.0268
-7.500 -0.2797 0.09571 0.09241 -0.0161 1.0000 0.0272
-7.250 -0.2756 0.09298 0.08973 -0.0148 1.0000 0.0274
-7.000 -0.2757 0.09081 0.08761 -0.0135 1.0000 0.0277
-6.750 -0.2789 0.08886 0.08574 -0.0118 1.0000 0.0280
-6.500 -0.2813 0.08686 0.08380 -0.0108 1.0000 0.0283
-6.250 -0.2810 0.08463 0.08163 -0.0105 1.0000 0.0286
-6.000 -0.2802 0.08234 0.07940 -0.0105 1.0000 0.0290
-5.750 -0.2784 0.07996 0.07707 -0.0110 1.0000 0.0294
-5.500 -0.2750 0.07748 0.07465 -0.0119 1.0000 0.0299
-5.250 -0.2695 0.07487 0.07207 -0.0134 1.0000 0.0305
-5.000 -0.1963 0.06810 0.06509 -0.0369 0.9931 0.0320
-4.750 -0.1653 0.06285 0.05984 -0.0418 0.9870 0.0324
-4.500 -0.1327 0.05885 0.05587 -0.0456 0.9816 0.0332
-4.250 -0.0942 0.05473 0.05170 -0.0519 0.9729 0.0348
-4.000 -0.0161 0.04834 0.04482 -0.0688 0.9668 0.0383
-3.750 0.0043 0.04495 0.04159 -0.0694 0.9563 0.0394
-3.500 0.0501 0.04140 0.03793 -0.0755 0.9501 0.0431
-3.250 0.0961 0.03716 0.03335 -0.0812 0.9377 0.0463
-3.000 0.1313 0.03433 0.03052 -0.0842 0.9262 0.0488
-2.750 0.1837 0.03086 0.02663 -0.0898 0.9142 0.0554
-2.500 0.2214 0.02846 0.02419 -0.0927 0.8943 0.0602
-2.250 0.2657 0.02606 0.02154 -0.0964 0.8643 0.0704
-2.000 0.3195 0.02587 0.02053 -0.1002 0.8082 0.0868
-1.750 0.3484 0.02235 0.01688 -0.1016 0.7398 0.0926
-1.500 0.3745 0.02141 0.01549 -0.1012 0.6783 0.1067
0.000 0.5422 0.01641 0.00784 -0.0965 0.4604 0.0785
0.250 0.5697 0.01622 0.00734 -0.0957 0.4308 0.0746
0.500 0.5958 0.01563 0.00655 -0.0950 0.4098 0.0720
0.750 0.6226 0.01530 0.00609 -0.0943 0.3882 0.0708
1.000 0.6494 0.01507 0.00576 -0.0938 0.3678 0.0719
1.250 0.6757 0.01506 0.00556 -0.0932 0.3530 0.0745
1.500 0.7021 0.01508 0.00545 -0.0927 0.3402 0.0754
1.750 0.7296 0.01493 0.00531 -0.0925 0.3276 0.0780
2.000 0.7573 0.01491 0.00526 -0.0923 0.3156 0.0836
2.250 0.7848 0.01493 0.00520 -0.0920 0.3055 0.0916
2.500 0.8120 0.01503 0.00525 -0.0917 0.2968 0.1123
2.750 0.8272 0.01359 0.00547 -0.0889 0.2900 1.0000
3.000 0.8535 0.01402 0.00568 -0.0885 0.2807 1.0000
3.250 0.8801 0.01435 0.00591 -0.0881 0.2714 1.0000
3.500 0.9067 0.01463 0.00610 -0.0877 0.2635 1.0000
3.750 0.9333 0.01486 0.00625 -0.0873 0.2564 1.0000
4.000 0.9601 0.01508 0.00643 -0.0870 0.2501 1.0000
4.250 0.9864 0.01537 0.00662 -0.0866 0.2454 1.0000
4.500 1.0127 0.01573 0.00691 -0.0862 0.2409 1.0000
4.750 1.0387 0.01611 0.00721 -0.0859 0.2365 1.0000
5.000 1.0645 0.01663 0.00759 -0.0855 0.2323 1.0000
5.250 1.0905 0.01704 0.00801 -0.0851 0.2276 1.0000
5.500 1.1162 0.01758 0.00847 -0.0848 0.2232 1.0000
5.750 1.1418 0.01804 0.00895 -0.0844 0.2188 1.0000
6.000 1.1674 0.01842 0.00936 -0.0840 0.2141 1.0000
6.250 1.1929 0.01893 0.00980 -0.0836 0.2103 1.0000
6.500 1.2181 0.01918 0.01021 -0.0831 0.2058 1.0000
6.750 1.2433 0.01946 0.01055 -0.0826 0.2012 1.0000
7.000 1.2681 0.01977 0.01086 -0.0821 0.1972 1.0000
7.250 1.2930 0.02001 0.01122 -0.0816 0.1922 1.0000
7.500 1.3175 0.02025 0.01148 -0.0810 0.1877 1.0000
7.750 1.3415 0.02064 0.01189 -0.0804 0.1832 1.0000
8.000 1.3653 0.02102 0.01235 -0.0798 0.1780 1.0000
8.250 1.3883 0.02152 0.01280 -0.0792 0.1732 1.0000
8.500 1.4111 0.02215 0.01351 -0.0785 0.1683 1.0000
8.750 1.4338 0.02268 0.01415 -0.0777 0.1630 1.0000
9.000 1.4557 0.02329 0.01477 -0.0770 0.1583 1.0000
9.250 1.4771 0.02411 0.01560 -0.0762 0.1541 1.0000
9.500 1.4990 0.02468 0.01634 -0.0753 0.1498 1.0000
9.750 1.5203 0.02528 0.01703 -0.0745 0.1459 1.0000
10.000 1.5410 0.02594 0.01771 -0.0736 0.1429 1.0000
10.250 1.5612 0.02689 0.01863 -0.0727 0.1401 1.0000
10.500 1.5813 0.02762 0.01956 -0.0718 0.1377 1.0000
10.750 1.6009 0.02842 0.02051 -0.0708 0.1353 1.0000
11.000 1.6200 0.02923 0.02143 -0.0697 0.1332 1.0000
11.250 1.6386 0.03004 0.02235 -0.0686 0.1313 1.0000
11.500 1.6565 0.03087 0.02326 -0.0675 0.1297 1.0000
11.750 1.6738 0.03174 0.02417 -0.0664 0.1279 1.0000
12.000 1.6911 0.03295 0.02540 -0.0653 0.1260 1.0000
12.250 1.7049 0.03403 0.02671 -0.0638 0.1248 1.0000
12.500 1.7172 0.03513 0.02801 -0.0621 0.1232 1.0000
12.750 1.7267 0.03620 0.02926 -0.0600 0.1214 1.0000
13.000 1.7347 0.03727 0.03047 -0.0578 0.1197 1.0000
13.250 1.7420 0.03836 0.03167 -0.0556 0.1181 1.0000
13.500 1.7487 0.03950 0.03292 -0.0536 0.1165 1.0000
13.750 1.7554 0.04081 0.03429 -0.0518 0.1149 1.0000
14.000 1.7656 0.04244 0.03594 -0.0506 0.1131 1.0000
14.250 1.7667 0.04448 0.03817 -0.0488 0.1119 1.0000
14.500 1.7622 0.04675 0.04069 -0.0470 0.1109 1.0000
14.750 1.7564 0.04937 0.04356 -0.0456 0.1098 1.0000
15.000 1.7493 0.05235 0.04677 -0.0448 0.1087 1.0000
15.250 1.7407 0.05573 0.05036 -0.0446 0.1075 1.0000
15.500 1.7311 0.05952 0.05436 -0.0449 0.1063 1.0000
15.750 1.7207 0.06367 0.05870 -0.0458 0.1052 1.0000
16.000 1.7103 0.06808 0.06327 -0.0471 0.1040 1.0000
16.250 1.7008 0.07260 0.06793 -0.0487 0.1028 1.0000
16.500 1.6941 0.07690 0.07232 -0.0503 0.1016 1.0000
16.750 1.6895 0.08106 0.07655 -0.0516 0.1001 1.0000
17.000 1.6612 0.08931 0.08499 -0.0555 0.0989 1.0000
17.250 1.5869 0.10658 0.10264 -0.0665 0.0987 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX M2 AIRFOIL (fxm2-il)