WORTMANN FX M2 AIRFOIL (fxm2-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX M2 AIRFOIL (fxm2-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 94.41 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fxm2-il-500000.txt Download as CSV file: xf-fxm2-il-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2920 0.10522 0.10297 -0.0144 1.0000 0.0149
-8.500 -0.2931 0.10284 0.10062 -0.0157 1.0000 0.0149
-8.250 -0.2937 0.10046 0.09828 -0.0163 1.0000 0.0150
-8.000 -0.2883 0.09691 0.09476 -0.0151 1.0000 0.0151
-7.750 -0.2866 0.09455 0.09244 -0.0145 1.0000 0.0151
-7.500 -0.2821 0.09208 0.08999 -0.0130 1.0000 0.0153
-7.250 -0.2802 0.08994 0.08790 -0.0124 0.9998 0.0155
-7.000 -0.2585 0.08627 0.08422 -0.0174 0.9965 0.0159
-6.750 -0.2395 0.08272 0.08069 -0.0220 0.9920 0.0165
-6.500 -0.2184 0.07885 0.07683 -0.0273 0.9859 0.0172
-6.250 -0.1886 0.07428 0.07225 -0.0366 0.9806 0.0182
-6.000 -0.1548 0.06876 0.06669 -0.0509 0.9698 0.0184
-5.750 -0.0830 0.05020 0.04826 -0.0520 0.9373 0.0189
-5.500 -0.0483 0.04520 0.04320 -0.0601 0.9167 0.0193
-5.250 -0.0760 0.05673 0.05460 -0.0639 0.9346 0.0190
-5.000 -0.0185 0.05163 0.04938 -0.0761 0.9066 0.0197
-4.750 0.0271 0.04723 0.04463 -0.0850 0.8361 0.0209
-4.500 0.0678 0.04213 0.03896 -0.0924 0.7692 0.0223
-4.250 0.0848 0.03863 0.03513 -0.0933 0.7109 0.0226
-4.000 0.1011 0.03702 0.03328 -0.0929 0.6609 0.0229
-3.750 0.1223 0.03526 0.03129 -0.0934 0.6151 0.0236
-3.500 0.1480 0.03311 0.02889 -0.0945 0.5872 0.0248
-3.250 0.1862 0.02901 0.02418 -0.0967 0.5544 0.0272
-3.000 0.2088 0.02734 0.02238 -0.0971 0.5314 0.0276
-2.750 0.2346 0.02585 0.02072 -0.0976 0.4999 0.0285
-2.500 0.2626 0.02431 0.01885 -0.0979 0.4755 0.0305
-2.250 0.2961 0.02182 0.01582 -0.0984 0.4562 0.0327
-2.000 0.3217 0.02070 0.01453 -0.0986 0.4210 0.0335
-1.750 0.3492 0.01983 0.01346 -0.0986 0.4052 0.0359
-1.500 0.3806 0.01840 0.01160 -0.0987 0.3913 0.0390
-1.250 0.4078 0.01744 0.01052 -0.0988 0.3650 0.0405
-1.000 0.4365 0.01800 0.01069 -0.0980 0.3495 0.0451
-0.750 0.4643 0.01598 0.00857 -0.0986 0.3388 0.0479
-0.500 0.4931 0.01562 0.00798 -0.0984 0.3223 0.0554
-0.250 0.5199 0.01510 0.00738 -0.0984 0.2988 0.0607
0.000 0.5474 0.01513 0.00715 -0.0982 0.2878 0.0766
0.250 0.5742 0.01450 0.00647 -0.0982 0.2796 0.0894
0.500 0.6058 0.01345 0.00508 -0.0968 0.2736 0.0455
0.750 0.6338 0.01292 0.00450 -0.0965 0.2658 0.0456
1.000 0.6619 0.01265 0.00421 -0.0962 0.2541 0.0453
1.250 0.6897 0.01228 0.00377 -0.0961 0.2442 0.0456
1.500 0.7176 0.01205 0.00348 -0.0960 0.2384 0.0467
1.750 0.7450 0.01203 0.00341 -0.0958 0.2323 0.0494
2.000 0.7725 0.01207 0.00341 -0.0955 0.2268 0.0509
2.250 0.7992 0.01224 0.00350 -0.0952 0.2216 0.0526
2.500 0.8275 0.01220 0.00348 -0.0950 0.2175 0.0548
2.750 0.8551 0.01225 0.00353 -0.0948 0.2132 0.0611
3.000 0.8826 0.01234 0.00363 -0.0946 0.2091 0.0741
3.250 0.9140 0.01123 0.00390 -0.0959 0.2035 0.7105
3.750 0.9581 0.01092 0.00400 -0.0927 0.1929 1.0000
4.000 0.9854 0.01108 0.00408 -0.0924 0.1876 1.0000
4.250 1.0124 0.01127 0.00421 -0.0922 0.1833 1.0000
4.500 1.0393 0.01147 0.00436 -0.0919 0.1797 1.0000
4.750 1.0660 0.01170 0.00454 -0.0916 0.1761 1.0000
5.000 1.0924 0.01197 0.00475 -0.0912 0.1723 1.0000
5.250 1.1190 0.01218 0.00496 -0.0909 0.1698 1.0000
5.500 1.1458 0.01236 0.00516 -0.0906 0.1669 1.0000
5.750 1.1723 0.01259 0.00538 -0.0903 0.1636 1.0000
6.000 1.1984 0.01284 0.00562 -0.0899 0.1599 1.0000
6.250 1.2240 0.01316 0.00591 -0.0895 0.1559 1.0000
6.500 1.2505 0.01334 0.00613 -0.0892 0.1533 1.0000
6.750 1.2769 0.01354 0.00634 -0.0889 0.1492 1.0000
7.000 1.3028 0.01380 0.00658 -0.0885 0.1436 1.0000
7.250 1.3284 0.01408 0.00686 -0.0881 0.1381 1.0000
7.500 1.3539 0.01436 0.00712 -0.0877 0.1301 1.0000
7.750 1.3787 0.01471 0.00741 -0.0873 0.1223 1.0000
8.000 1.4031 0.01511 0.00777 -0.0868 0.1157 1.0000
8.250 1.4275 0.01549 0.00815 -0.0863 0.1109 1.0000
8.500 1.4519 0.01586 0.00853 -0.0857 0.1074 1.0000
8.750 1.4758 0.01628 0.00895 -0.0852 0.1040 1.0000
9.000 1.4993 0.01673 0.00940 -0.0846 0.1010 1.0000
9.250 1.5227 0.01715 0.00987 -0.0839 0.0987 1.0000
9.500 1.5465 0.01752 0.01029 -0.0833 0.0975 1.0000
9.750 1.5699 0.01791 0.01074 -0.0827 0.0963 1.0000
10.000 1.5929 0.01833 0.01121 -0.0820 0.0947 1.0000
10.250 1.6153 0.01878 0.01170 -0.0813 0.0927 1.0000
10.500 1.6372 0.01927 0.01223 -0.0805 0.0908 1.0000
10.750 1.6583 0.01982 0.01280 -0.0797 0.0888 1.0000
11.000 1.6788 0.02039 0.01342 -0.0787 0.0871 1.0000
11.250 1.6998 0.02088 0.01399 -0.0778 0.0864 1.0000
11.500 1.7201 0.02140 0.01459 -0.0769 0.0857 1.0000
11.750 1.7398 0.02195 0.01522 -0.0758 0.0849 1.0000
12.000 1.7586 0.02253 0.01588 -0.0747 0.0840 1.0000
12.250 1.7765 0.02315 0.01658 -0.0734 0.0832 1.0000
12.500 1.7932 0.02381 0.01731 -0.0720 0.0823 1.0000
12.750 1.8080 0.02452 0.01810 -0.0704 0.0814 1.0000
13.000 1.8197 0.02528 0.01894 -0.0682 0.0805 1.0000
13.250 1.8292 0.02613 0.01986 -0.0658 0.0797 1.0000
13.500 1.8368 0.02710 0.02090 -0.0633 0.0787 1.0000
13.750 1.8427 0.02821 0.02210 -0.0608 0.0778 1.0000
14.000 1.8469 0.02949 0.02347 -0.0583 0.0770 1.0000
14.250 1.8550 0.03059 0.02470 -0.0565 0.0766 1.0000
14.500 1.8617 0.03185 0.02609 -0.0547 0.0761 1.0000
14.750 1.8672 0.03328 0.02765 -0.0531 0.0755 1.0000
15.000 1.8713 0.03491 0.02941 -0.0517 0.0747 1.0000
15.250 1.8740 0.03678 0.03141 -0.0505 0.0738 1.0000
15.500 1.8746 0.03898 0.03374 -0.0496 0.0728 1.0000
15.750 1.8728 0.04162 0.03650 -0.0490 0.0718 1.0000
16.000 1.8681 0.04483 0.03982 -0.0491 0.0708 1.0000
16.250 1.8601 0.04874 0.04385 -0.0497 0.0698 1.0000
16.500 1.8490 0.05337 0.04859 -0.0509 0.0689 1.0000
16.750 1.8351 0.05866 0.05401 -0.0527 0.0680 1.0000
17.000 1.8227 0.06396 0.05945 -0.0547 0.0672 1.0000
17.250 1.8161 0.06868 0.06435 -0.0567 0.0667 1.0000
17.500 1.8059 0.07404 0.06987 -0.0591 0.0661 1.0000
17.750 1.7929 0.08000 0.07601 -0.0619 0.0653 1.0000
18.000 1.7773 0.08647 0.08264 -0.0649 0.0646 1.0000
18.250 1.7606 0.09330 0.08963 -0.0683 0.0638 1.0000
18.500 1.7433 0.10042 0.09689 -0.0720 0.0629 1.0000
18.750 1.7258 0.10769 0.10430 -0.0758 0.0619 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX M2 AIRFOIL (fxm2-il)