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=5


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 24.08 at α=1.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx049915-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx049915-il-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.750  -0.2124   0.13984   0.13304  -0.0434   0.5615   0.0451
 -12.500  -0.2100   0.13728   0.13047  -0.0455   0.5604   0.0452
 -12.250  -0.2085   0.13455   0.12774  -0.0477   0.5593   0.0454
 -12.000  -0.2031   0.13131   0.12451  -0.0493   0.5581   0.0454
 -11.750  -0.1985   0.12807   0.12129  -0.0511   0.5567   0.0455
 -11.500  -0.1938   0.12476   0.11799  -0.0527   0.5552   0.0455
 -11.250  -0.1878   0.12133   0.11457  -0.0542   0.5536   0.0455
 -10.750  -0.1749   0.11416   0.10741  -0.0567   0.5506   0.0455
 -10.250  -0.1602   0.10362   0.09683  -0.0582   0.5481   0.0334
 -10.000  -0.1533   0.10035   0.09356  -0.0589   0.5466   0.0330
  -9.750  -0.1502   0.09705   0.09026  -0.0604   0.5455   0.0330
  -9.500  -0.1483   0.09361   0.08683  -0.0620   0.5445   0.0331
  -9.250  -0.1482   0.08999   0.08324  -0.0638   0.5436   0.0332
  -9.000  -0.1494   0.08619   0.07947  -0.0659   0.5428   0.0334
  -8.750  -0.1495   0.08260   0.07590  -0.0676   0.5419   0.0334
  -8.500  -0.1507   0.07894   0.07231  -0.0694   0.5409   0.0332
  -8.250  -0.1547   0.07523   0.06866  -0.0713   0.5400   0.0331
  -8.000  -0.1632   0.07163   0.06510  -0.0727   0.5391   0.0330
  -7.750  -0.1658   0.06806   0.06152  -0.0740   0.5381   0.0328
  -7.500  -0.1683   0.06409   0.05750  -0.0752   0.5371   0.0328
  -7.250  -0.1694   0.05999   0.05330  -0.0759   0.5361   0.0328
  -7.000  -0.1695   0.05557   0.04871  -0.0762   0.5352   0.0331
  -6.750  -0.1680   0.05094   0.04376  -0.0759   0.5342   0.0337
  -6.500  -0.1600   0.04810   0.04076  -0.0752   0.5331   0.0347
  -6.250  -0.1439   0.04710   0.03969  -0.0746   0.5317   0.0361
  -6.000  -0.1305   0.04483   0.03719  -0.0737   0.5305   0.0373
  -5.750  -0.1172   0.04215   0.03419  -0.0726   0.5292   0.0383
  -5.500  -0.1022   0.03963   0.03131  -0.0713   0.5281   0.0402
  -5.250  -0.0865   0.03690   0.02804  -0.0697   0.5270   0.0435
  -5.000  -0.0697   0.03411   0.02459  -0.0679   0.5259   0.0461
  -4.750  -0.0478   0.03350   0.02393  -0.0673   0.5246   0.0484
  -4.500  -0.0260   0.03275   0.02299  -0.0665   0.5232   0.0527
  -4.250  -0.0043   0.03127   0.02094  -0.0650   0.5220   0.0574
  -4.000   0.0182   0.03063   0.02034  -0.0646   0.5206   0.0612
  -3.750   0.0416   0.02995   0.01942  -0.0638   0.5193   0.0666
  -3.500   0.0654   0.02923   0.01835  -0.0630   0.5180   0.0719
  -3.250   0.0898   0.02870   0.01777  -0.0626   0.5167   0.0764
  -3.000   0.1146   0.02823   0.01703  -0.0620   0.5155   0.0817
  -2.750   0.1398   0.02773   0.01651  -0.0617   0.5142   0.0859
  -2.500   0.1657   0.02730   0.01590  -0.0612   0.5129   0.0886
  -2.250   0.1917   0.02689   0.01538  -0.0608   0.5116   0.0910
  -2.000   0.2174   0.02653   0.01501  -0.0605   0.5105   0.0938
  -1.750   0.2429   0.02640   0.01476  -0.0601   0.5095   0.0986
  -1.500   0.2676   0.02614   0.01454  -0.0597   0.5087   0.1017
  -1.250   0.2896   0.02616   0.01464  -0.0589   0.5073   0.1037
  -1.000   0.3112   0.02628   0.01480  -0.0580   0.5060   0.1059
  -0.750   0.3329   0.02649   0.01501  -0.0572   0.5046   0.1080
  -0.500   0.3540   0.02665   0.01523  -0.0564   0.5031   0.1106
  -0.250   0.3758   0.02688   0.01547  -0.0556   0.5015   0.1140
   0.000   0.3985   0.02714   0.01569  -0.0550   0.4999   0.1176
   0.250   0.4216   0.02733   0.01589  -0.0544   0.4984   0.1235
   0.500   0.4455   0.02754   0.01613  -0.0540   0.4972   0.1349
   1.000   0.5975   0.02604   0.01693  -0.0742   0.4949   1.0000
   1.250   0.6184   0.02653   0.01730  -0.0732   0.4939   1.0000
   1.500   0.6397   0.02702   0.01767  -0.0723   0.4931   1.0000
   1.750   0.6616   0.02748   0.01801  -0.0715   0.4922   1.0000
   2.000   0.6694   0.02895   0.01962  -0.0695   0.4892   1.0000
   2.250   0.6801   0.03027   0.02099  -0.0679   0.4868   1.0000
   2.500   0.6922   0.03150   0.02225  -0.0664   0.4847   1.0000
   2.750   0.7061   0.03258   0.02331  -0.0650   0.4827   1.0000
   3.000   0.7227   0.03339   0.02409  -0.0639   0.4810   1.0000
   3.250   0.7415   0.03404   0.02470  -0.0628   0.4795   1.0000
   3.500   0.7615   0.03463   0.02525  -0.0619   0.4783   1.0000
   3.750   0.7818   0.03526   0.02582  -0.0610   0.4774   1.0000
   4.000   0.8025   0.03587   0.02641  -0.0602   0.4765   1.0000
   5.500   0.7283   0.05367   0.04452  -0.0463   0.4468   1.0000
   5.750   0.7510   0.05409   0.04492  -0.0456   0.4456   1.0000
   6.000   0.7750   0.05444   0.04525  -0.0450   0.4447   1.0000
   6.500   0.7524   0.06074   0.05160  -0.0430   0.4314   1.0000
   6.750   0.7757   0.06112   0.05198  -0.0424   0.4302   1.0000
   7.250   0.7667   0.06657   0.05749  -0.0410   0.4179   1.0000
   7.500   0.7891   0.06698   0.05791  -0.0405   0.4162   1.0000
   7.750   0.8126   0.06733   0.05829  -0.0400   0.4150   1.0000
   8.250   0.8078   0.07263   0.06367  -0.0391   0.4026   1.0000
   8.500   0.8304   0.07299   0.06407  -0.0386   0.4011   1.0000
   8.750   0.8551   0.07316   0.06427  -0.0380   0.3999   1.0000
   9.000   0.8320   0.07785   0.06901  -0.0379   0.3892   1.0000
   9.250   0.8531   0.07834   0.06956  -0.0374   0.3873   1.0000
   9.500   0.8765   0.07857   0.06985  -0.0369   0.3860   1.0000
  10.000   0.8781   0.08355   0.07495  -0.0365   0.3737   1.0000
  10.250   0.9004   0.08388   0.07535  -0.0360   0.3722   1.0000
  10.500   0.8860   0.08800   0.07954  -0.0362   0.3623   1.0000
  10.750   0.9052   0.08860   0.08021  -0.0358   0.3601   1.0000
  11.000   0.9267   0.08900   0.08069  -0.0353   0.3586   1.0000
  11.500   0.9333   0.09361   0.08548  -0.0352   0.3465   1.0000
  11.750   0.9551   0.09386   0.08582  -0.0347   0.3449   1.0000
  12.000   0.9422   0.09819   0.09022  -0.0351   0.3351   1.0000
  12.250   0.9633   0.09836   0.09049  -0.0347   0.3328   1.0000
  14.250   1.0452   0.10903   0.10205  -0.0336   0.2833   1.0000
  14.500   1.0688   0.10829   0.10146  -0.0330   0.2798   1.0000
  14.750   1.0714   0.11074   0.10402  -0.0333   0.2698   1.0000
  15.000   1.0986   0.10896   0.10236  -0.0325   0.2614   1.0000
  15.250   1.1213   0.10808   0.10157  -0.0321   0.2496   1.0000
  15.500   1.1217   0.11109   0.10467  -0.0326   0.2359   1.0000
  15.750   1.1256   0.11360   0.10728  -0.0330   0.2224   1.0000
  16.000   1.1372   0.11482   0.10859  -0.0331   0.2073   1.0000
  16.250   1.1522   0.11532   0.10899  -0.0329   0.1832   1.0000
  16.500   1.1612   0.11669   0.11013  -0.0329   0.1551   1.0000
  16.750   1.1577   0.12011   0.11328  -0.0336   0.1281   1.0000
  17.000   1.1492   0.12455   0.11751  -0.0347   0.1062   1.0000
  17.250   1.1413   0.12907   0.12190  -0.0359   0.0867   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)