WORTMANN FX M2 AIRFOIL (fxm2-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX M2 AIRFOIL (fxm2-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 68.56 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fxm2-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-fxm2-il-200000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.2755 0.09480 0.09146 -0.0157 1.0000 0.0221
-7.250 -0.2784 0.09286 0.08958 -0.0151 1.0000 0.0222
-7.000 -0.2839 0.09112 0.08791 -0.0139 1.0000 0.0222
-6.750 -0.2717 0.08761 0.08444 -0.0186 0.9964 0.0223
-6.500 -0.2468 0.08312 0.07995 -0.0266 0.9895 0.0223
-6.250 -0.2194 0.07847 0.07528 -0.0348 0.9823 0.0224
-6.000 -0.2047 0.07488 0.07174 -0.0347 0.9753 0.0226
-5.500 -0.1642 0.06786 0.06473 -0.0412 0.9560 0.0232
-5.250 -0.1386 0.06407 0.06092 -0.0464 0.9431 0.0237
-5.000 -0.1060 0.05987 0.05666 -0.0532 0.9288 0.0244
-4.250 0.0325 0.04498 0.04128 -0.0809 0.8534 0.0279
-4.000 0.0849 0.04088 0.03675 -0.0889 0.8013 0.0316
-3.750 0.1260 0.03709 0.03232 -0.0934 0.7446 0.0320
-3.250 0.1790 0.03035 0.02474 -0.0955 0.6590 0.0271
-3.000 0.1987 0.02984 0.02411 -0.0952 0.6149 0.0295
-2.750 0.2256 0.02833 0.02227 -0.0957 0.5872 0.0345
-2.500 0.2577 0.02559 0.01898 -0.0962 0.5564 0.0312
-2.250 0.2853 0.02379 0.01679 -0.0964 0.5329 0.0301
-2.000 0.3148 0.02204 0.01465 -0.0966 0.5018 0.0297
-1.750 0.3426 0.02075 0.01285 -0.0963 0.4733 0.0300
-1.500 0.3727 0.01957 0.01113 -0.0961 0.4439 0.0324
-1.250 0.3994 0.01872 0.00997 -0.0959 0.4173 0.0328
-1.000 0.4267 0.01798 0.00895 -0.0956 0.3994 0.0332
-0.750 0.4548 0.01729 0.00808 -0.0953 0.3736 0.0338
-0.500 0.4815 0.01688 0.00737 -0.0949 0.3538 0.0350
-0.250 0.5086 0.01661 0.00684 -0.0944 0.3414 0.0373
0.000 0.5364 0.01625 0.00631 -0.0940 0.3277 0.0380
0.250 0.5639 0.01571 0.00574 -0.0937 0.3086 0.0388
0.500 0.5905 0.01543 0.00536 -0.0934 0.2969 0.0398
0.750 0.6173 0.01529 0.00514 -0.0931 0.2889 0.0421
1.000 0.6442 0.01521 0.00498 -0.0927 0.2819 0.0443
1.250 0.6716 0.01511 0.00485 -0.0924 0.2754 0.0452
1.500 0.6994 0.01495 0.00469 -0.0923 0.2679 0.0468
1.750 0.7273 0.01487 0.00464 -0.0922 0.2595 0.0495
2.000 0.7547 0.01492 0.00462 -0.0919 0.2515 0.0532
2.500 0.8087 0.01512 0.00467 -0.0913 0.2395 0.0611
2.750 0.8352 0.01529 0.00477 -0.0910 0.2343 0.0791
3.000 0.8510 0.01372 0.00504 -0.0884 0.2298 1.0000
3.250 0.8769 0.01408 0.00525 -0.0880 0.2238 1.0000
3.500 0.9034 0.01437 0.00545 -0.0876 0.2176 1.0000
3.750 0.9299 0.01465 0.00566 -0.0872 0.2112 1.0000
4.000 0.9570 0.01484 0.00583 -0.0870 0.2054 1.0000
4.250 0.9838 0.01506 0.00604 -0.0866 0.1995 1.0000
4.500 1.0103 0.01530 0.00625 -0.0863 0.1953 1.0000
4.750 1.0367 0.01555 0.00646 -0.0859 0.1911 1.0000
5.000 1.0629 0.01581 0.00667 -0.0856 0.1868 1.0000
5.250 1.0888 0.01609 0.00691 -0.0852 0.1829 1.0000
5.500 1.1146 0.01639 0.00719 -0.0848 0.1790 1.0000
5.750 1.1401 0.01672 0.00747 -0.0844 0.1752 1.0000
6.000 1.1651 0.01709 0.00779 -0.0839 0.1717 1.0000
6.250 1.1906 0.01741 0.00814 -0.0835 0.1685 1.0000
6.500 1.2160 0.01774 0.00853 -0.0830 0.1651 1.0000
6.750 1.2410 0.01810 0.00891 -0.0825 0.1614 1.0000
7.000 1.2654 0.01850 0.00931 -0.0820 0.1577 1.0000
7.250 1.2897 0.01891 0.00973 -0.0815 0.1543 1.0000
7.500 1.3148 0.01923 0.01016 -0.0810 0.1505 1.0000
7.750 1.3392 0.01961 0.01058 -0.0805 0.1458 1.0000
8.000 1.3630 0.02003 0.01102 -0.0799 0.1412 1.0000
8.250 1.3870 0.02043 0.01148 -0.0794 0.1369 1.0000
8.500 1.4106 0.02085 0.01197 -0.0788 0.1318 1.0000
8.750 1.4335 0.02131 0.01245 -0.0781 0.1270 1.0000
9.000 1.4561 0.02180 0.01298 -0.0774 0.1232 1.0000
9.250 1.4782 0.02232 0.01355 -0.0767 0.1195 1.0000
9.500 1.4997 0.02288 0.01415 -0.0759 0.1161 1.0000
9.750 1.5202 0.02349 0.01479 -0.0750 0.1132 1.0000
10.000 1.5409 0.02409 0.01547 -0.0741 0.1109 1.0000
10.250 1.5611 0.02472 0.01621 -0.0731 0.1087 1.0000
10.500 1.5805 0.02538 0.01696 -0.0721 0.1067 1.0000
10.750 1.5990 0.02608 0.01775 -0.0709 0.1048 1.0000
11.000 1.6165 0.02683 0.01858 -0.0697 0.1031 1.0000
11.250 1.6327 0.02763 0.01948 -0.0683 0.1015 1.0000
11.500 1.6473 0.02850 0.02043 -0.0668 0.1002 1.0000
11.750 1.6595 0.02943 0.02143 -0.0649 0.0990 1.0000
12.000 1.6720 0.03028 0.02242 -0.0630 0.0981 1.0000
12.250 1.6831 0.03120 0.02349 -0.0611 0.0971 1.0000
12.500 1.6933 0.03219 0.02463 -0.0591 0.0957 1.0000
12.750 1.7020 0.03328 0.02586 -0.0572 0.0942 1.0000
13.000 1.7092 0.03451 0.02723 -0.0553 0.0928 1.0000
13.250 1.7147 0.03590 0.02875 -0.0535 0.0914 1.0000
13.500 1.7185 0.03750 0.03046 -0.0518 0.0900 1.0000
13.750 1.7202 0.03936 0.03245 -0.0503 0.0888 1.0000
14.000 1.7197 0.04156 0.03475 -0.0491 0.0877 1.0000
14.250 1.7198 0.04390 0.03724 -0.0483 0.0868 1.0000
14.500 1.7196 0.04648 0.03998 -0.0480 0.0858 1.0000
14.750 1.7176 0.04943 0.04311 -0.0480 0.0850 1.0000
15.000 1.7139 0.05281 0.04666 -0.0485 0.0841 1.0000
15.250 1.7083 0.05664 0.05067 -0.0494 0.0833 1.0000
15.500 1.7008 0.06097 0.05517 -0.0508 0.0825 1.0000
15.750 1.6912 0.06583 0.06019 -0.0527 0.0818 1.0000
16.000 1.6796 0.07118 0.06571 -0.0550 0.0811 1.0000
16.250 1.6657 0.07708 0.07177 -0.0577 0.0804 1.0000
16.500 1.6507 0.08330 0.07814 -0.0606 0.0797 1.0000
16.750 1.6351 0.08980 0.08478 -0.0638 0.0791 1.0000
17.000 1.6209 0.09616 0.09125 -0.0670 0.0784 1.0000
17.250 1.6095 0.10209 0.09729 -0.0700 0.0776 1.0000
17.500 1.5984 0.10809 0.10338 -0.0730 0.0768 1.0000
17.750 1.5779 0.11629 0.11180 -0.0777 0.0761 1.0000
18.000 1.5545 0.12533 0.12105 -0.0831 0.0754 1.0000
18.250 1.5276 0.13534 0.13126 -0.0893 0.0744 1.0000
18.500 1.4894 0.14827 0.14441 -0.0977 0.0731 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX M2 AIRFOIL (fxm2-il)