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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 25.38 at α=1.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx049915-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-fx049915-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.1837   0.10706   0.10165  -0.0579   0.5596   0.0487
 -10.250  -0.1892   0.10410   0.09872  -0.0610   0.5589   0.0488
 -10.000  -0.1959   0.10082   0.09548  -0.0642   0.5581   0.0490
  -9.750  -0.1696   0.09631   0.09095  -0.0609   0.5565   0.0497
  -9.500  -0.1577   0.09352   0.08817  -0.0606   0.5553   0.0504
  -9.250  -0.1496   0.09084   0.08551  -0.0609   0.5542   0.0515
  -9.000  -0.1454   0.08803   0.08273  -0.0617   0.5531   0.0527
  -8.750  -0.1435   0.08510   0.07984  -0.0630   0.5521   0.0539
  -8.500  -0.1459   0.08192   0.07672  -0.0649   0.5513   0.0556
  -8.250  -0.1598   0.07820   0.07309  -0.0690   0.5507   0.0568
  -8.000  -0.1790   0.07493   0.06984  -0.0715   0.5502   0.0572
  -7.750  -0.1998   0.07150   0.06625  -0.0737   0.5498   0.0576
  -7.500  -0.2079   0.06852   0.06306  -0.0736   0.5491   0.0578
  -7.250  -0.1878   0.06350   0.05828  -0.0733   0.5477   0.0589
  -7.000  -0.1755   0.06129   0.05609  -0.0725   0.5466   0.0599
  -6.750  -0.1657   0.05908   0.05384  -0.0719   0.5456   0.0616
  -6.500  -0.1583   0.05635   0.05100  -0.0718   0.5446   0.0631
  -6.250  -0.1579   0.05427   0.04830  -0.0709   0.5439   0.0680
  -6.000  -0.1504   0.05251   0.04611  -0.0690   0.5429   0.0684
  -5.750  -0.1388   0.04671   0.04042  -0.0691   0.5418   0.0697
  -5.500  -0.1215   0.04445   0.03826  -0.0686   0.5407   0.0714
  -5.250  -0.1045   0.04278   0.03655  -0.0677   0.5397   0.0745
  -5.000  -0.0933   0.04108   0.03419  -0.0651   0.5388   0.0816
  -4.750  -0.0748   0.03835   0.03157  -0.0647   0.5377   0.0835
  -4.500  -0.0575   0.03392   0.02652  -0.0619   0.5368   0.0655
  -4.250  -0.0382   0.03208   0.02427  -0.0600   0.5357   0.0666
  -4.000  -0.0170   0.03064   0.02244  -0.0584   0.5346   0.0676
  -3.750   0.0040   0.02906   0.02083  -0.0578   0.5335   0.0719
  -3.500   0.0275   0.02832   0.01994  -0.0570   0.5325   0.0758
  -3.250   0.0518   0.02768   0.01898  -0.0558   0.5313   0.0792
  -3.000   0.0756   0.02642   0.01758  -0.0553   0.5301   0.0839
  -2.750   0.1011   0.02585   0.01694  -0.0548   0.5289   0.0883
  -2.500   0.1267   0.02562   0.01651  -0.0542   0.5278   0.0925
  -2.250   0.1524   0.02497   0.01571  -0.0537   0.5269   0.0958
  -2.000   0.1781   0.02453   0.01528  -0.0535   0.5260   0.0996
  -1.750   0.2031   0.02447   0.01520  -0.0531   0.5252   0.1030
  -1.500   0.2271   0.02444   0.01520  -0.0525   0.5242   0.1061
  -1.250   0.2508   0.02454   0.01532  -0.0519   0.5232   0.1079
  -1.000   0.2733   0.02442   0.01530  -0.0513   0.5219   0.1108
  -0.750   0.2949   0.02444   0.01544  -0.0505   0.5203   0.1141
  -0.500   0.3165   0.02462   0.01569  -0.0497   0.5188   0.1167
  -0.250   0.3377   0.02491   0.01604  -0.0489   0.5177   0.1196
   0.000   0.3591   0.02529   0.01645  -0.0481   0.5166   0.1234
   0.250   0.3794   0.02559   0.01680  -0.0471   0.5155   0.1279
   0.500   0.4004   0.02598   0.01723  -0.0462   0.5145   0.1333
   0.750   0.4227   0.02634   0.01758  -0.0455   0.5134   0.1401
   1.000   0.4457   0.02644   0.01778  -0.0447   0.5122   0.1615
   1.250   0.6131   0.02444   0.01792  -0.0727   0.5106   1.0000
   1.500   0.6345   0.02500   0.01837  -0.0717   0.5098   1.0000
   1.750   0.6504   0.02605   0.01942  -0.0703   0.5088   1.0000
   2.000   0.6519   0.02821   0.02180  -0.0681   0.5066   1.0000
   2.250   0.6514   0.03064   0.02439  -0.0660   0.5033   1.0000
   2.500   0.6531   0.03300   0.02682  -0.0642   0.5013   1.0000
   2.750   0.6580   0.03498   0.02883  -0.0626   0.4993   1.0000
   3.000   0.6766   0.03561   0.02941  -0.0614   0.4976   1.0000
   3.250   0.7008   0.03578   0.02952  -0.0605   0.4963   1.0000
   3.500   0.7252   0.03604   0.02971  -0.0596   0.4953   1.0000
   3.750   0.7499   0.03634   0.02995  -0.0588   0.4945   1.0000
   4.000   0.7776   0.03647   0.03001  -0.0583   0.4938   1.0000
   4.250   0.5723   0.05641   0.05040  -0.0501   0.4947   1.0000
   4.500   0.5753   0.05661   0.05055  -0.0477   0.4803   1.0000
   4.750   0.5266   0.06311   0.05712  -0.0467   0.4831   1.0000
   5.000   0.7389   0.04880   0.04258  -0.0495   0.4763   1.0000
   5.250   0.7880   0.04716   0.04089  -0.0495   0.4768   1.0000
   5.750   0.6294   0.06253   0.05635  -0.0428   0.4523   1.0000
   6.000   0.6583   0.06251   0.05631  -0.0421   0.4498   1.0000
   6.250   0.6958   0.06180   0.05557  -0.0415   0.4483   1.0000
   6.500   0.7332   0.06117   0.05493  -0.0410   0.4473   1.0000
   6.750   0.7689   0.06075   0.05451  -0.0404   0.4467   1.0000
   7.000   0.7248   0.06607   0.05986  -0.0394   0.4339   1.0000
   7.250   0.7152   0.06903   0.06283  -0.0387   0.4251   1.0000
   7.500   0.7341   0.06971   0.06352  -0.0381   0.4215   1.0000
   7.750   0.7610   0.06979   0.06363  -0.0375   0.4197   1.0000
   8.000   0.7898   0.06977   0.06361  -0.0370   0.4185   1.0000
   8.250   0.8211   0.06948   0.06334  -0.0363   0.4177   1.0000
   8.500   0.8539   0.06906   0.06297  -0.0357   0.4171   1.0000
   8.750   0.8256   0.07355   0.06747  -0.0354   0.4046   1.0000
   9.000   0.8409   0.07471   0.06867  -0.0349   0.4013   1.0000
   9.250   0.8814   0.07348   0.06748  -0.0341   0.4025   1.0000
   9.500   0.8593   0.07771   0.07174  -0.0341   0.3909   1.0000
   9.750   0.8733   0.07891   0.07300  -0.0336   0.3872   1.0000
  10.000   0.9132   0.07754   0.07167  -0.0329   0.3886   1.0000
  10.250   0.8933   0.08191   0.07608  -0.0330   0.3774   1.0000
  10.500   0.9054   0.08324   0.07746  -0.0326   0.3732   1.0000
  10.750   0.9469   0.08146   0.07575  -0.0317   0.3749   1.0000
  11.000   0.9296   0.08577   0.08010  -0.0320   0.3639   1.0000
  11.250   0.9205   0.08948   0.08386  -0.0322   0.3550   1.0000
  11.500   0.9505   0.08823   0.08267  -0.0313   0.3521   1.0000
  11.750   0.9911   0.08541   0.07994  -0.0302   0.3506   1.0000
  12.000   0.9969   0.08696   0.08154  -0.0299   0.3427   1.0000
  12.250   1.0167   0.08705   0.08171  -0.0294   0.3390   1.0000
  12.500   1.0548   0.08448   0.07924  -0.0284   0.3376   1.0000
  12.750   1.1045   0.08002   0.07489  -0.0271   0.3367   1.0000
  13.000   1.1285   0.07899   0.07395  -0.0265   0.3312   1.0000
  13.250   1.1946   0.07259   0.06771  -0.0253   0.3336   1.0000
  13.750   1.2199   0.07400   0.06931  -0.0249   0.3174   1.0000
  14.000   1.2756   0.06927   0.06466  -0.0243   0.3071   1.0000
  14.250   1.2851   0.07059   0.06600  -0.0241   0.2905   1.0000
  14.500   1.3186   0.06855   0.06376  -0.0233   0.2567   1.0000
  14.750   1.3169   0.07082   0.06568  -0.0228   0.2160   1.0000
  15.000   1.2987   0.07544   0.06999  -0.0229   0.1803   1.0000
  15.250   1.2779   0.08063   0.07493  -0.0232   0.1496   1.0000
  15.500   1.2547   0.08634   0.08038  -0.0237   0.1208   1.0000
  15.750   1.2359   0.09165   0.08547  -0.0242   0.0974   1.0000
  16.000   1.2179   0.09701   0.09064  -0.0249   0.0762   1.0000
  16.250   1.2052   0.10178   0.09527  -0.0255   0.0597   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)