Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

Fage & Collins 3 (fg3-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Fage & Collins 3 (fg3-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 32.68 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fg3-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fg3-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Fage & Collins 3                                
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.3440   0.10441   0.09814  -0.0251   1.0000   0.1800
  -8.000  -0.3587   0.10330   0.09717  -0.0240   1.0000   0.1863
  -7.750  -0.3844   0.10302   0.09706  -0.0223   1.0000   0.1878
  -7.500  -0.3706   0.09879   0.09286  -0.0199   1.0000   0.2002
  -7.250  -0.3986   0.09844   0.09268  -0.0177   1.0000   0.2026
  -7.000  -0.3930   0.09498   0.08927  -0.0147   1.0000   0.2148
  -6.750  -0.4201   0.09442   0.08884  -0.0142   1.0000   0.2185
  -6.500  -0.4167   0.09115   0.08562  -0.0110   1.0000   0.2323
  -6.250  -0.4165   0.08824   0.08277  -0.0081   1.0000   0.2443
  -6.000  -0.4235   0.08580   0.08042  -0.0060   1.0000   0.2558
  -5.750  -0.4298   0.08341   0.07810  -0.0037   1.0000   0.2705
  -5.500  -0.4331   0.08098   0.07573  -0.0010   1.0000   0.2877
  -5.250  -0.4388   0.07881   0.07362   0.0015   1.0000   0.3074
  -5.000   0.0537   0.05154   0.04502  -0.0334   1.0000   1.0000
  -4.750   0.0582   0.04994   0.04350  -0.0329   1.0000   1.0000
  -4.500   0.0621   0.04844   0.04208  -0.0321   1.0000   1.0000
  -4.250   0.0469   0.04811   0.04190  -0.0268   1.0000   0.9934
  -4.000  -0.0107   0.04984   0.04393  -0.0117   1.0000   0.9641
  -3.750  -0.0651   0.05104   0.04538   0.0013   1.0000   0.9353
  -3.500  -0.1153   0.05142   0.04597   0.0122   1.0000   0.9006
  -3.250  -0.1652   0.05164   0.04641   0.0222   1.0000   0.8719
  -3.000  -0.2137   0.05148   0.04645   0.0314   1.0000   0.8491
  -2.750  -0.2595   0.05093   0.04610   0.0397   1.0000   0.8284
  -2.500  -0.3076   0.04998   0.04535   0.0481   1.0000   0.8094
  -2.250  -0.3587   0.04902   0.04459   0.0580   1.0000   0.8039
  -1.750  -0.2963   0.04220   0.03534   0.0011   1.0000   0.3241
  -1.500  -0.2567   0.04020   0.03227  -0.0017   1.0000   0.2376
  -1.250  -0.2316   0.03897   0.03038  -0.0010   1.0000   0.2011
  -1.000  -0.1958   0.03781   0.02865  -0.0025   0.9946   0.1774
  -0.750  -0.1273   0.03690   0.02705  -0.0093   0.9742   0.1623
  -0.500  -0.0646   0.03616   0.02567  -0.0152   0.9522   0.1563
  -0.250  -0.0004   0.03512   0.02433  -0.0215   0.9303   0.1515
   0.000   0.0877   0.03415   0.02299  -0.0318   0.9092   0.1518
   0.250   0.1563   0.03331   0.02201  -0.0387   0.8851   0.1612
   0.500   0.2283   0.03228   0.02091  -0.0458   0.8642   0.1748
   0.750   0.3858   0.02851   0.01923  -0.0693   0.8450   1.0000
   1.000   0.4511   0.02765   0.01787  -0.0743   0.8210   1.0000
   1.250   0.5072   0.02680   0.01672  -0.0779   0.7937   1.0000
   1.500   0.5583   0.02589   0.01559  -0.0806   0.7672   1.0000
   1.750   0.6098   0.02495   0.01443  -0.0832   0.7417   1.0000
   2.000   0.6609   0.02412   0.01339  -0.0859   0.7175   1.0000
   2.250   0.6942   0.02404   0.01312  -0.0861   0.6913   1.0000
   2.500   0.7283   0.02408   0.01297  -0.0865   0.6681   1.0000
   2.750   0.7591   0.02434   0.01306  -0.0866   0.6471   1.0000
   3.000   0.7910   0.02465   0.01322  -0.0870   0.6291   1.0000
   3.250   0.8183   0.02518   0.01363  -0.0867   0.6125   1.0000
   3.500   0.8441   0.02583   0.01418  -0.0863   0.5979   1.0000
   3.750   0.8680   0.02658   0.01492  -0.0856   0.5844   1.0000
   4.000   0.8875   0.02750   0.01586  -0.0844   0.5721   1.0000
   4.250   0.9075   0.02847   0.01685  -0.0833   0.5608   1.0000
   4.500   0.9318   0.02936   0.01772  -0.0828   0.5511   1.0000
   4.750   0.9510   0.03046   0.01890  -0.0816   0.5419   1.0000
   5.000   0.9667   0.03175   0.02032  -0.0801   0.5337   1.0000
   5.250   0.9899   0.03278   0.02137  -0.0795   0.5256   1.0000
   5.500   0.9982   0.03444   0.02321  -0.0770   0.5180   1.0000
   5.750   1.0179   0.03572   0.02457  -0.0760   0.5114   1.0000
   6.000   1.0270   0.03759   0.02664  -0.0739   0.5058   1.0000
   6.250   1.0286   0.03981   0.02904  -0.0709   0.4997   1.0000
   6.500   1.0609   0.04067   0.02995  -0.0715   0.4938   1.0000
   6.750   1.0333   0.04455   0.03408  -0.0656   0.4888   1.0000
   7.000   1.0194   0.04806   0.03774  -0.0617   0.4843   1.0000
   7.250   1.0435   0.04952   0.03932  -0.0615   0.4797   1.0000
   7.500   0.9804   0.05665   0.04647  -0.0545   0.4770   1.0000
   7.750   0.8702   0.06937   0.05895  -0.0497   0.4779   1.0000
   8.000   0.8388   0.07650   0.06607  -0.0500   0.4792   1.0000
  10.000   1.2784   0.05133   0.04301  -0.0435   0.3438   1.0000
  10.250   1.2413   0.05652   0.04844  -0.0379   0.3448   1.0000
  10.500   1.2063   0.06151   0.05353  -0.0329   0.3442   1.0000
  10.750   1.1945   0.06231   0.05447  -0.0281   0.3310   1.0000
  11.000   1.1682   0.06700   0.05922  -0.0252   0.3277   1.0000
  11.250   1.2432   0.04565   0.03785  -0.0142   0.2178   1.0000
  11.500   1.2262   0.04816   0.04040  -0.0111   0.1870   1.0000
  11.750   1.2067   0.05145   0.04341  -0.0088   0.1476   1.0000
  12.000   1.1882   0.05551   0.04721  -0.0077   0.1325   1.0000
  12.250   1.1677   0.06042   0.05195  -0.0074   0.1224   1.0000
  12.500   1.1510   0.06536   0.05686  -0.0077   0.1159   1.0000
  12.750   1.1341   0.07055   0.06199  -0.0083   0.1104   1.0000
  13.000   1.1210   0.07543   0.06681  -0.0088   0.1047   1.0000
  13.250   1.1130   0.07964   0.07102  -0.0090   0.1000   1.0000
  13.500   1.1061   0.08355   0.07480  -0.0090   0.0952   1.0000
  13.750   1.1026   0.08732   0.07869  -0.0090   0.0901   1.0000
  14.000   1.1062   0.08979   0.08112  -0.0080   0.0863   1.0000
  14.250   1.1174   0.09129   0.08261  -0.0059   0.0829   1.0000
  14.500   1.1254   0.09382   0.08537  -0.0048   0.0811   1.0000
  14.750   1.1281   0.09733   0.08912  -0.0045   0.0791   1.0000
  15.000   1.1275   0.10145   0.09346  -0.0048   0.0779   1.0000
  15.250   1.1244   0.10588   0.09804  -0.0055   0.0759   1.0000
  15.500   1.1056   0.11344   0.10591  -0.0088   0.0771   1.0000
  15.750   1.0714   0.12452   0.11730  -0.0148   0.0801   1.0000
  16.000   1.0419   0.13546   0.12839  -0.0205   0.0822   1.0000
  16.250   1.0195   0.14559   0.13855  -0.0254   0.0837   1.0000
  16.500   0.9463   0.17295   0.16564  -0.0411   0.0935   1.0000
  16.750   0.9439   0.17960   0.17225  -0.0437   0.0946   1.0000
  17.000   0.9463   0.18516   0.17779  -0.0455   0.0956   1.0000
  17.250   0.6844   0.17729   0.17036  -0.0351   0.1322   1.0000
  17.500   0.6557   0.18708   0.18014  -0.0414   0.1922   1.0000
<< Back to Fage & Collins 3 (fg3-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Fage & Collins 3 (fg3-il)