WORTMANN FX 2 AIRFOIL (fx2-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 2 AIRFOIL (fx2-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.95 at α=12.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx2-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx2-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 2 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.7342 0.11317 0.10720 -0.0460 1.0000 0.1492
-10.250 -0.7473 0.10776 0.10174 -0.0456 1.0000 0.1452
-10.000 -0.7781 0.10188 0.09586 -0.0448 1.0000 0.1420
-9.750 -0.8364 0.09604 0.08992 -0.0422 1.0000 0.1382
-9.500 -0.9016 0.09210 0.08583 -0.0367 1.0000 0.1361
-9.250 -0.9691 0.08813 0.08128 -0.0308 1.0000 0.1321
-9.000 -0.9682 0.08342 0.07648 -0.0291 1.0000 0.1305
-8.750 -0.9760 0.07906 0.07189 -0.0267 1.0000 0.1290
-8.500 -0.9840 0.07487 0.06737 -0.0242 1.0000 0.1280
-8.250 -0.9883 0.07096 0.06306 -0.0218 1.0000 0.1277
-8.000 -0.9886 0.06728 0.05893 -0.0196 1.0000 0.1286
-7.750 -0.9835 0.06388 0.05508 -0.0177 1.0000 0.1296
-7.500 -0.9752 0.06067 0.05134 -0.0160 1.0000 0.1309
-7.250 -0.9631 0.05787 0.04797 -0.0143 1.0000 0.1322
-7.000 -0.9459 0.05508 0.04523 -0.0134 1.0000 0.1366
-6.750 -0.9286 0.05306 0.04301 -0.0121 1.0000 0.1420
-6.500 -0.9105 0.05111 0.04060 -0.0107 1.0000 0.1469
-6.250 -0.8905 0.04925 0.03879 -0.0096 1.0000 0.1541
-6.000 -0.8702 0.04792 0.03721 -0.0082 1.0000 0.1625
-5.750 -0.8473 0.04680 0.03624 -0.0068 1.0000 0.1735
-5.500 -0.8235 0.04611 0.03565 -0.0050 1.0000 0.1862
-5.250 -0.8007 0.04572 0.03538 -0.0029 1.0000 0.2022
-5.000 -0.7833 0.04517 0.03502 -0.0003 1.0000 0.2210
-4.750 -0.2058 0.08271 0.07365 -0.0368 1.0000 1.0000
-4.500 -0.2017 0.08144 0.07223 -0.0359 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1972 0.08029 0.07094 -0.0348 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1924 0.07925 0.06977 -0.0337 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1873 0.07830 0.06870 -0.0326 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1818 0.07743 0.06771 -0.0314 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1762 0.07665 0.06682 -0.0301 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1703 0.07593 0.06600 -0.0288 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1643 0.07529 0.06524 -0.0275 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1581 0.07471 0.06457 -0.0261 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1518 0.07418 0.06395 -0.0247 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1453 0.07371 0.06340 -0.0233 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1387 0.07329 0.06289 -0.0218 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1320 0.07292 0.06244 -0.0203 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1253 0.07259 0.06205 -0.0189 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1185 0.07230 0.06169 -0.0173 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1117 0.07205 0.06139 -0.0158 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1048 0.07183 0.06110 -0.0143 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0980 0.07165 0.06087 -0.0127 1.0000 1.0000
0.000 -0.0912 0.07150 0.06068 -0.0112 1.0000 1.0000
0.250 -0.0845 0.07138 0.06052 -0.0096 1.0000 1.0000
0.500 -0.0778 0.07129 0.06039 -0.0080 1.0000 1.0000
0.750 -0.0711 0.07122 0.06029 -0.0064 1.0000 1.0000
1.000 -0.0645 0.07117 0.06022 -0.0048 1.0000 1.0000
1.250 -0.0581 0.07116 0.06018 -0.0032 1.0000 1.0000
1.500 -0.0517 0.07116 0.06018 -0.0016 1.0000 1.0000
1.750 -0.0455 0.07119 0.06019 0.0000 1.0000 1.0000
2.000 -0.0393 0.07124 0.06023 0.0016 1.0000 1.0000
2.250 -0.0335 0.07131 0.06030 0.0032 1.0000 1.0000
2.500 -0.0277 0.07139 0.06038 0.0048 1.0000 1.0000
2.750 -0.0221 0.07149 0.06049 0.0064 1.0000 1.0000
3.000 -0.0166 0.07162 0.06062 0.0081 1.0000 1.0000
3.250 -0.0114 0.07175 0.06077 0.0097 1.0000 1.0000
3.500 -0.0043 0.07191 0.06095 0.0109 0.9994 1.0000
3.750 0.0248 0.07275 0.06183 0.0075 0.9898 1.0000
4.000 0.0474 0.07364 0.06276 0.0055 0.9799 1.0000
4.250 0.0681 0.07476 0.06391 0.0039 0.9707 1.0000
4.500 0.0891 0.07588 0.06507 0.0023 0.9599 1.0000
4.750 0.1014 0.07607 0.06531 0.0025 0.9488 1.0000
5.000 0.1136 0.07682 0.06611 0.0026 0.9399 1.0000
5.250 0.1346 0.07850 0.06784 0.0012 0.9303 1.0000
5.500 0.1397 0.07829 0.06767 0.0026 0.9193 1.0000
5.750 0.1501 0.07924 0.06868 0.0031 0.9113 1.0000
6.000 0.1660 0.08039 0.06989 0.0026 0.9009 1.0000
6.250 0.1675 0.08036 0.06992 0.0046 0.8910 1.0000
6.500 0.1875 0.08259 0.07220 0.0035 0.8836 1.0000
6.750 0.1865 0.08198 0.07166 0.0059 0.8723 1.0000
7.000 0.1925 0.08287 0.07262 0.0070 0.8650 1.0000
7.250 0.2046 0.08385 0.07366 0.0073 0.8543 1.0000
7.500 0.2020 0.08386 0.07374 0.0097 0.8455 1.0000
7.750 0.2226 0.08607 0.07602 0.0087 0.8367 1.0000
8.000 0.2129 0.08513 0.07514 0.0122 0.8265 1.0000
8.250 0.2270 0.08699 0.07707 0.0120 0.8194 1.0000
8.500 0.2256 0.08667 0.07684 0.0142 0.8080 1.0000
8.750 0.2271 0.08738 0.07762 0.0157 0.8006 1.0000
9.000 0.2490 0.08947 0.07979 0.0144 0.7895 1.0000
9.250 0.2461 0.08931 0.07971 0.0161 0.7787 1.0000
9.500 0.2576 0.09067 0.08117 0.0156 0.7677 1.0000
9.750 0.2746 0.09226 0.08289 0.0143 0.7543 1.0000
10.250 0.3825 0.09094 0.08187 0.0083 0.6582 1.0000
10.500 0.4192 0.09115 0.08225 0.0064 0.6333 1.0000
10.750 0.4488 0.09166 0.08293 0.0049 0.6110 1.0000
11.000 0.4757 0.09232 0.08378 0.0036 0.5896 1.0000
11.250 0.5237 0.09216 0.08385 0.0012 0.5685 1.0000
11.500 0.5476 0.09253 0.08442 0.0006 0.5448 1.0000
11.750 0.6124 0.08855 0.08074 -0.0003 0.5146 1.0000
12.000 0.6952 0.08108 0.07368 -0.0005 0.4870 1.0000
12.250 0.7300 0.07854 0.07142 0.0005 0.4599 1.0000
12.500 0.9002 0.05634 0.04984 0.0024 0.4112 1.0000
12.750 0.9417 0.05245 0.04501 0.0056 0.3117 1.0000
13.000 0.9515 0.05392 0.04574 0.0073 0.2579 1.0000
13.250 0.9605 0.05608 0.04765 0.0084 0.2208 1.0000
13.500 0.9848 0.05781 0.04908 0.0083 0.1862 1.0000
13.750 1.0239 0.05961 0.05069 0.0071 0.1569 1.0000
14.000 1.0873 0.06183 0.05261 0.0034 0.1336 1.0000
14.250 1.0990 0.06492 0.05613 0.0040 0.1262 1.0000
14.500 1.1320 0.06830 0.05961 0.0025 0.1180 1.0000
14.750 1.1276 0.07190 0.06367 0.0041 0.1150 1.0000
15.000 1.1269 0.07554 0.06762 0.0051 0.1117 1.0000
15.250 1.1417 0.07937 0.07161 0.0048 0.1084 1.0000
15.500 1.1550 0.08418 0.07654 0.0042 0.1061 1.0000
15.750 1.1320 0.08860 0.08130 0.0061 0.1059 1.0000
16.000 1.1099 0.09342 0.08643 0.0073 0.1060 1.0000
16.250 1.0853 0.09867 0.09195 0.0080 0.1061 1.0000
16.500 0.9567 0.11110 0.10509 0.0069 0.1144 1.0000
16.750 0.9157 0.12091 0.11506 0.0030 0.1170 1.0000
17.000 0.8851 0.13084 0.12506 -0.0017 0.1189 1.0000
17.250 0.8690 0.13968 0.13392 -0.0059 0.1200 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 2 AIRFOIL (fx2-il)