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

WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 6.18 at α=7.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx049915-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-fx049915-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL                     
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000  -0.1705   0.11706   0.11103  -0.0521   0.6394   0.0742
 -10.750  -0.1657   0.11425   0.10826  -0.0536   0.6377   0.0765
 -10.500  -0.1691   0.11222   0.10630  -0.0563   0.6363   0.0791
 -10.250  -0.1803   0.11080   0.10498  -0.0600   0.6353   0.0801
 -10.000  -0.1942   0.10912   0.10340  -0.0640   0.6341   0.0805
  -9.750  -0.1549   0.10246   0.09665  -0.0599   0.6309   0.0832
  -9.500  -0.1442   0.09961   0.09381  -0.0601   0.6291   0.0856
  -9.250  -0.1400   0.09688   0.09110  -0.0611   0.6277   0.0884
  -9.000  -0.1419   0.09431   0.08857  -0.0630   0.6266   0.0913
  -8.750  -0.1592   0.09221   0.08658  -0.0674   0.6259   0.0932
  -8.500  -0.1839   0.09001   0.08446  -0.0714   0.6255   0.0937
  -8.250  -0.2063   0.08831   0.08271  -0.0737   0.6249   0.0941
  -8.000  -0.1404   0.08232   0.07675  -0.0680   0.6225   0.0986
  -7.750  -0.1398   0.07971   0.07421  -0.0688   0.6215   0.1015
  -7.500  -0.1497   0.07733   0.07190  -0.0700   0.6208   0.1044
  -7.250  -0.1780   0.07550   0.06992  -0.0744   0.6206   0.1082
  -7.000  -0.1679   0.07111   0.06564  -0.0741   0.6194   0.1106
  -6.750  -0.1492   0.06901   0.06364  -0.0724   0.6176   0.1165
  -6.500  -0.1677   0.06860   0.06274  -0.0746   0.6170   0.1241
  -6.250  -0.1444   0.06364   0.05817  -0.0734   0.6151   0.1289
  -6.000  -0.1477   0.06223   0.05640  -0.0739   0.6141   0.1411
  -5.750  -0.1279   0.05916   0.05357  -0.0727   0.6127   0.1463
  -5.500  -0.1205   0.05712   0.05141  -0.0723   0.6118   0.1602
  -5.250  -0.1099   0.05542   0.04966  -0.0715   0.6110   0.1762
  -5.000  -0.0964   0.05403   0.04832  -0.0701   0.6101   0.1970
  -4.750  -0.0870   0.05277   0.04703  -0.0687   0.6094   0.2260
  -4.250  -0.0648   0.05048   0.04486  -0.0643   0.6079   0.2936
  -3.750  -0.0097   0.04199   0.03405  -0.0662   0.6061   0.1380
  -3.500   0.0109   0.04109   0.03248  -0.0645   0.6052   0.1241
  -3.250   0.0302   0.04007   0.03125  -0.0637   0.6048   0.1239
  -3.000   0.0496   0.03957   0.03050  -0.0629   0.6047   0.1244
  -2.750   0.0685   0.03848   0.02939  -0.0627   0.6048   0.1279
  -2.500   0.0881   0.03844   0.02925  -0.0623   0.6049   0.1301
  -2.250   0.1056   0.03881   0.02954  -0.0619   0.6047   0.1343
  -2.000  -0.1493   0.05737   0.04969  -0.0514   0.7458   0.1231
  -1.750  -0.1200   0.05624   0.04821  -0.0513   0.7410   0.1222
  -1.500  -0.1082   0.05573   0.04743  -0.0490   0.7310   0.1221
  -1.250  -0.0796   0.05555   0.04681  -0.0485   0.7249   0.1247
  -1.000  -0.0429   0.05526   0.04640  -0.0500   0.7223   0.1289
  -0.750  -0.0426   0.05480   0.04585  -0.0465   0.7096   0.1312
  -0.500  -0.0083   0.05536   0.04622  -0.0473   0.7066   0.1357
  -0.250  -0.0060   0.05532   0.04604  -0.0442   0.6951   0.1377
   0.000   0.0264   0.05579   0.04641  -0.0449   0.6910   0.1423
   0.250   0.0327   0.05596   0.04658  -0.0426   0.6814   0.1444
   0.500   0.0597   0.05648   0.04710  -0.0427   0.6757   0.1501
   0.750   0.0940   0.05766   0.04823  -0.0436   0.6732   0.1555
   1.000   0.0884   0.05764   0.04818  -0.0400   0.6618   0.1569
   1.250   0.1183   0.05847   0.04909  -0.0404   0.6581   0.1644
   1.500   0.1213   0.05904   0.04961  -0.0380   0.6488   0.1690
   1.750   0.1470   0.05988   0.05044  -0.0381   0.6432   0.1784
   2.000   0.1855   0.06144   0.05204  -0.0402   0.6407   0.1989
   2.250   0.3128   0.06374   0.05657  -0.0617   0.6395   1.0000
   2.500   0.2969   0.06353   0.05628  -0.0574   0.6262   1.0000
   2.750   0.3319   0.06559   0.05812  -0.0583   0.6239   1.0000
   3.000   0.3187   0.06596   0.05842  -0.0548   0.6121   1.0000
   3.250   0.3487   0.06767   0.05997  -0.0552   0.6088   1.0000
   3.500   0.3856   0.07013   0.06229  -0.0564   0.6070   1.0000
   3.750   0.3668   0.07009   0.06221  -0.0526   0.5943   1.0000
   4.000   0.3980   0.07209   0.06410  -0.0532   0.5918   1.0000
   4.250   0.4288   0.07477   0.06667  -0.0541   0.5901   1.0000
   4.500   0.4129   0.07453   0.06641  -0.0507   0.5771   1.0000
   4.750   0.4465   0.07684   0.06864  -0.0515   0.5750   1.0000
   5.000   0.4285   0.07744   0.06922  -0.0487   0.5638   1.0000
   5.250   0.4558   0.07925   0.07098  -0.0490   0.5603   1.0000
   5.500   0.4917   0.08186   0.07353  -0.0499   0.5584   1.0000
   5.750   0.4696   0.08225   0.07392  -0.0471   0.5465   1.0000
   6.000   0.4973   0.08427   0.07590  -0.0474   0.5436   1.0000
   6.250   0.5323   0.08709   0.07869  -0.0483   0.5420   1.0000
   6.500   0.5073   0.08739   0.07899  -0.0456   0.5299   1.0000
   6.750   0.5368   0.08957   0.08115  -0.0461   0.5271   1.0000
   7.000   0.5723   0.09263   0.08421  -0.0470   0.5257   1.0000
   7.250   0.5413   0.09284   0.08444  -0.0444   0.5138   1.0000
   7.500   0.5708   0.09510   0.08669  -0.0448   0.5109   1.0000
   7.750   0.6082   0.09836   0.08997  -0.0458   0.5095   1.0000
   8.000   0.5727   0.09859   0.09020  -0.0434   0.4980   1.0000
   8.250   0.5995   0.10084   0.09248  -0.0437   0.4951   1.0000
   8.500   0.6348   0.10407   0.09573  -0.0446   0.4935   1.0000
   8.750   0.6021   0.10463   0.09631  -0.0427   0.4825   1.0000
   9.000   0.6262   0.10685   0.09856  -0.0429   0.4794   1.0000
   9.250   0.6609   0.11004   0.10180  -0.0436   0.4776   1.0000
   9.500   0.6299   0.11097   0.10276  -0.0423   0.4676   1.0000
   9.750   0.6521   0.11314   0.10497  -0.0425   0.4640   1.0000
  10.000   0.6845   0.11622   0.10809  -0.0430   0.4621   1.0000
  10.250   0.6571   0.11760   0.10950  -0.0423   0.4530   1.0000
<< Back to WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il)