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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.89 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx049915-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx049915-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.500  -0.2038   0.13964   0.13327  -0.0471   0.8019   0.1333
 -12.250  -0.2034   0.13812   0.13178  -0.0500   0.7969   0.1385
 -12.000  -0.2161   0.13879   0.13252  -0.0541   0.7935   0.1401
 -11.750  -0.1792   0.13059   0.12418  -0.0531   0.7864   0.1461
 -11.500  -0.1725   0.12812   0.12175  -0.0551   0.7818   0.1528
 -11.250  -0.1865   0.12850   0.12221  -0.0590   0.7790   0.1561
 -11.000  -0.1538   0.12178   0.11541  -0.0582   0.7736   0.1638
 -10.750  -0.1586   0.12081   0.11447  -0.0607   0.7709   0.1713
 -10.500  -0.1385   0.11616   0.10983  -0.0613   0.7671   0.1795
 -10.250  -0.1452   0.11538   0.10913  -0.0640   0.7649   0.1878
 -10.000  -0.1225   0.11072   0.10447  -0.0640   0.7614   0.1979
  -9.750  -0.1398   0.11094   0.10481  -0.0671   0.7597   0.2050
  -9.500  -0.1111   0.10593   0.09974  -0.0664   0.7565   0.2179
  -9.250  -0.1028   0.10302   0.09683  -0.0671   0.7543   0.2280
  -9.000  -0.1200   0.10305   0.09701  -0.0695   0.7528   0.2383
  -8.750  -0.1029   0.09959   0.09358  -0.0694   0.7500   0.2543
  -8.500  -0.0941   0.09706   0.09109  -0.0695   0.7475   0.2710
  -8.250  -0.0931   0.09529   0.08939  -0.0695   0.7453   0.2885
  -8.000  -0.0660   0.09135   0.08542  -0.0683   0.7426   0.3126
  -7.750  -0.0602   0.08958   0.08367  -0.0678   0.7409   0.3364
  -7.500  -0.0489   0.08711   0.08123  -0.0671   0.7394   0.3619
  -7.250  -0.0545   0.08644   0.08063  -0.0659   0.7385   0.3900
  -7.000  -0.0186   0.08295   0.07708  -0.0643   0.7369   0.4361
  -6.750  -0.0016   0.08081   0.07498  -0.0627   0.7356   0.4796
  -6.500   0.0076   0.07971   0.07393  -0.0606   0.7343   0.5244
  -6.250   0.0513   0.07597   0.07013  -0.0603   0.7322   0.5853
  -6.000   0.0859   0.07314   0.06726  -0.0599   0.7303   0.6511
  -5.750   0.1222   0.07025   0.06432  -0.0607   0.7282   0.7162
  -4.750   0.1111   0.06691   0.06123  -0.0606   0.7298   0.7002
  -4.500   0.0270   0.06908   0.06371  -0.0560   0.7342   0.6166
  -4.250  -0.0367   0.07101   0.06584  -0.0479   0.7380   0.6100
  -4.000  -0.0686   0.07303   0.06807  -0.0418   0.7458   0.6168
  -3.750  -0.1204   0.07451   0.06970  -0.0334   0.7539   0.6258
  -3.500  -0.1494   0.07680   0.07216  -0.0233   0.7700   0.6625
  -2.750  -0.2133   0.08488   0.08089   0.0101   1.0000   0.9398
  -2.500  -0.2702   0.08379   0.07992   0.0216   1.0000   0.9025
  -2.250  -0.3296   0.08234   0.07859   0.0325   1.0000   0.8669
  -2.000  -0.3909   0.08031   0.07667   0.0428   1.0000   0.8332
  -1.750  -0.4512   0.07772   0.07420   0.0524   1.0000   0.8037
  -1.500  -0.4064   0.06085   0.05366  -0.0171   1.0000   0.2223
  -1.250  -0.3832   0.05832   0.05071  -0.0171   0.9997   0.2021
  -1.000  -0.3433   0.05759   0.04906  -0.0193   0.9939   0.1883
  -0.750  -0.3086   0.05674   0.04782  -0.0212   0.9858   0.1853
  -0.500  -0.2736   0.05662   0.04719  -0.0231   0.9759   0.1855
  -0.250  -0.2381   0.05682   0.04688  -0.0249   0.9644   0.1875
   0.000  -0.2037   0.05703   0.04675  -0.0268   0.9525   0.1911
   0.250  -0.1702   0.05758   0.04713  -0.0288   0.9415   0.1978
   0.500  -0.1308   0.05900   0.04820  -0.0313   0.9319   0.2040
   0.750  -0.0951   0.05959   0.04868  -0.0340   0.9181   0.2134
   1.000  -0.0621   0.06056   0.04940  -0.0359   0.9048   0.2215
   1.250  -0.0300   0.06164   0.05049  -0.0378   0.8931   0.2336
   1.500   0.0096   0.06367   0.05249  -0.0408   0.8840   0.2516
   1.750   0.0330   0.06419   0.05305  -0.0412   0.8702   0.2705
   2.000   0.1023   0.06451   0.05577  -0.0520   0.8617   1.0000
   2.250   0.1395   0.06745   0.05814  -0.0541   0.8516   1.0000
   2.500   0.1567   0.06841   0.05878  -0.0533   0.8371   1.0000
   2.750   0.1721   0.06947   0.05958  -0.0523   0.8238   1.0000
   3.000   0.1896   0.07094   0.06080  -0.0519   0.8121   1.0000
   3.250   0.2250   0.07408   0.06366  -0.0542   0.8037   1.0000
   3.500   0.2354   0.07469   0.06411  -0.0526   0.7898   1.0000
   3.750   0.2475   0.07585   0.06513  -0.0516   0.7782   1.0000
   4.000   0.2829   0.07923   0.06830  -0.0539   0.7711   1.0000
   4.250   0.2888   0.07958   0.06855  -0.0519   0.7577   1.0000
   4.500   0.3006   0.08093   0.06980  -0.0510   0.7468   1.0000
   4.750   0.3307   0.08378   0.07251  -0.0524   0.7392   1.0000
   5.000   0.3353   0.08443   0.07310  -0.0506   0.7272   1.0000
   5.250   0.3716   0.08832   0.07687  -0.0530   0.7215   1.0000
   5.500   0.3716   0.08829   0.07680  -0.0506   0.7084   1.0000
   5.750   0.3825   0.08996   0.07842  -0.0499   0.7000   1.0000
   6.000   0.4051   0.09223   0.08062  -0.0504   0.6910   1.0000
   6.250   0.4108   0.09345   0.08181  -0.0491   0.6810   1.0000
   6.500   0.4385   0.09639   0.08470  -0.0502   0.6737   1.0000
   6.750   0.4392   0.09723   0.08553  -0.0486   0.6638   1.0000
   7.000   0.4668   0.10032   0.08859  -0.0497   0.6572   1.0000
   7.250   0.4664   0.10113   0.08939  -0.0481   0.6472   1.0000
   7.500   0.4942   0.10435   0.09261  -0.0493   0.6407   1.0000
   7.750   0.4922   0.10514   0.09341  -0.0477   0.6313   1.0000
   8.000   0.5171   0.10816   0.09642  -0.0486   0.6248   1.0000
   8.250   0.5173   0.10932   0.09760  -0.0473   0.6164   1.0000
   8.500   0.5392   0.11208   0.10037  -0.0479   0.6091   1.0000
   8.750   0.5445   0.11399   0.10231  -0.0474   0.6030   1.0000
   9.000   0.5574   0.11591   0.10427  -0.0473   0.5944   1.0000
   9.250   0.5910   0.12080   0.10920  -0.0491   0.5904   1.0000
   9.500   0.5765   0.12006   0.10849  -0.0469   0.5800   1.0000
   9.750   0.6034   0.12393   0.11241  -0.0480   0.5752   1.0000
  10.000   0.5964   0.12457   0.11309  -0.0468   0.5672   1.0000
  10.250   0.6162   0.12749   0.11609  -0.0474   0.5605   1.0000
  10.500   0.6278   0.13052   0.11917  -0.0477   0.5562   1.0000
  10.750   0.6295   0.13156   0.12027  -0.0471   0.5470   1.0000
  11.000   0.6583   0.13612   0.12494  -0.0484   0.5423   1.0000
  11.250   0.6467   0.13628   0.12515  -0.0474   0.5345   1.0000
  11.500   0.6657   0.13944   0.12839  -0.0480   0.5280   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)