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=5


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.41 at α=0.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx049915-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx049915-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.1670   0.12068   0.11279  -0.0491   0.6189   0.0862
 -10.500  -0.1643   0.11786   0.11001  -0.0513   0.6172   0.0885
 -10.250  -0.1649   0.11523   0.10744  -0.0538   0.6157   0.0896
 -10.000  -0.1557   0.11169   0.10392  -0.0549   0.6137   0.0912
  -9.750  -0.1444   0.10856   0.10078  -0.0556   0.6118   0.0946
  -9.500  -0.1475   0.10612   0.09839  -0.0582   0.6104   0.0982
  -9.250  -0.1389   0.10275   0.09503  -0.0591   0.6087   0.1007
  -9.000  -0.1315   0.09983   0.09218  -0.0602   0.6066   0.1047
  -8.750  -0.1389   0.09729   0.08977  -0.0634   0.6050   0.1075
  -8.500  -0.1453   0.09438   0.08694  -0.0664   0.6033   0.1080
  -8.250  -0.1329   0.08749   0.08000  -0.0690   0.6017   0.0695
  -8.000  -0.1266   0.08423   0.07675  -0.0695   0.5998   0.0671
  -7.750  -0.1293   0.08125   0.07381  -0.0706   0.5981   0.0653
  -7.500  -0.1318   0.07806   0.07063  -0.0721   0.5967   0.0645
  -7.250  -0.1326   0.07472   0.06726  -0.0737   0.5954   0.0642
  -7.000  -0.1319   0.07144   0.06390  -0.0750   0.5941   0.0647
  -6.750  -0.1294   0.06819   0.06054  -0.0760   0.5930   0.0650
  -6.500  -0.1252   0.06499   0.05721  -0.0767   0.5917   0.0653
  -6.250  -0.1193   0.06186   0.05394  -0.0772   0.5902   0.0654
  -6.000  -0.1117   0.05880   0.05067  -0.0772   0.5887   0.0654
  -5.750  -0.1025   0.05597   0.04757  -0.0769   0.5871   0.0662
  -5.500  -0.0926   0.05327   0.04446  -0.0762   0.5854   0.0686
  -5.250  -0.0818   0.05067   0.04128  -0.0750   0.5838   0.0709
  -5.000  -0.0650   0.04883   0.03935  -0.0743   0.5818   0.0730
  -4.750  -0.0484   0.04701   0.03720  -0.0732   0.5801   0.0760
  -4.250  -0.0118   0.04368   0.03302  -0.0710   0.5769   0.0845
  -4.000   0.0078   0.04238   0.03109  -0.0697   0.5754   0.0900
  -3.750   0.0271   0.04155   0.03026  -0.0692   0.5736   0.0954
  -3.500   0.0474   0.04074   0.02905  -0.0683   0.5719   0.0995
  -3.250   0.0677   0.04027   0.02845  -0.0678   0.5702   0.1066
  -3.000   0.0894   0.03973   0.02780  -0.0673   0.5683   0.1113
  -2.750   0.1128   0.03930   0.02716  -0.0669   0.5664   0.1146
  -2.500   0.1375   0.03903   0.02660  -0.0665   0.5645   0.1179
  -2.250   0.1630   0.03870   0.02627  -0.0665   0.5626   0.1247
  -2.000   0.1904   0.03850   0.02594  -0.0667   0.5611   0.1320
  -1.750   0.2187   0.03839   0.02568  -0.0669   0.5598   0.1360
  -1.500   0.2410   0.03867   0.02582  -0.0665   0.5585   0.1393
  -1.000   0.2660   0.04050   0.02767  -0.0647   0.5541   0.1457
  -0.750   0.2789   0.04137   0.02852  -0.0637   0.5516   0.1497
  -0.500   0.2935   0.04215   0.02925  -0.0628   0.5493   0.1560
  -0.250   0.3088   0.04287   0.03000  -0.0620   0.5475   0.1677
   0.000   0.3248   0.04360   0.03079  -0.0612   0.5460   0.1830
   0.250   0.3432   0.04406   0.03144  -0.0606   0.5446   0.2171
   0.750   0.4573   0.04394   0.03312  -0.0730   0.5411   1.0000
   1.000   0.4403   0.04687   0.03607  -0.0702   0.5372   1.0000
   1.250   0.4359   0.04904   0.03815  -0.0681   0.5346   1.0000
   1.500   0.4395   0.05071   0.03968  -0.0663   0.5319   1.0000
   1.750   0.4501   0.05203   0.04083  -0.0649   0.5296   1.0000
   2.000   0.4657   0.05313   0.04176  -0.0638   0.5277   1.0000
   2.250   0.4822   0.05427   0.04273  -0.0628   0.5263   1.0000
   2.500   0.4679   0.05677   0.04518  -0.0600   0.5231   1.0000
   2.750   0.4537   0.05922   0.04759  -0.0576   0.5189   1.0000
   3.000   0.4587   0.06093   0.04919  -0.0564   0.5162   1.0000
   3.250   0.4705   0.06235   0.05051  -0.0555   0.5137   1.0000
   3.500   0.4889   0.06349   0.05152  -0.0548   0.5113   1.0000
   3.750   0.5119   0.06450   0.05241  -0.0544   0.5095   1.0000
   4.000   0.5046   0.06684   0.05472  -0.0529   0.5055   1.0000
   4.250   0.5040   0.06884   0.05667  -0.0517   0.5014   1.0000
   4.500   0.5158   0.07031   0.05808  -0.0510   0.4979   1.0000
   4.750   0.5334   0.07160   0.05929  -0.0505   0.4953   1.0000
   5.000   0.5565   0.07270   0.06032  -0.0502   0.4931   1.0000
   5.250   0.5510   0.07497   0.06258  -0.0491   0.4880   1.0000
   5.500   0.5558   0.07679   0.06439  -0.0483   0.4835   1.0000
   5.750   0.5707   0.07826   0.06582  -0.0478   0.4802   1.0000
   6.000   0.5928   0.07941   0.06693  -0.0475   0.4775   1.0000
   6.250   0.5964   0.08136   0.06887  -0.0468   0.4727   1.0000
   6.500   0.5987   0.08336   0.07089  -0.0461   0.4676   1.0000
   6.750   0.6136   0.08487   0.07239  -0.0457   0.4641   1.0000
   7.000   0.6362   0.08606   0.07357  -0.0455   0.4613   1.0000
   7.250   0.6344   0.08826   0.07579  -0.0448   0.4553   1.0000
   7.500   0.6423   0.09008   0.07764  -0.0444   0.4504   1.0000
   7.750   0.6591   0.09161   0.07919  -0.0441   0.4473   1.0000
   8.000   0.6835   0.09279   0.08037  -0.0439   0.4448   1.0000
   8.250   0.6721   0.09550   0.08313  -0.0433   0.4373   1.0000
   8.500   0.6865   0.09706   0.08475  -0.0431   0.4331   1.0000
   8.750   0.7078   0.09840   0.08612  -0.0429   0.4304   1.0000
   9.000   0.7036   0.10095   0.08873  -0.0426   0.4242   1.0000
   9.250   0.7135   0.10276   0.09058  -0.0423   0.4192   1.0000
   9.500   0.7342   0.10407   0.09197  -0.0422   0.4159   1.0000
   9.750   0.7347   0.10650   0.09446  -0.0420   0.4106   1.0000
  10.000   0.7407   0.10858   0.09661  -0.0418   0.4052   1.0000
  10.250   0.7601   0.10994   0.09805  -0.0417   0.4017   1.0000
  10.500   0.7625   0.11226   0.10044  -0.0416   0.3960   1.0000
  10.750   0.7687   0.11441   0.10269  -0.0416   0.3908   1.0000
  11.000   0.7879   0.11579   0.10416  -0.0415   0.3872   1.0000
  11.250   0.7880   0.11824   0.10669  -0.0415   0.3807   1.0000
  11.500   0.7984   0.12014   0.10869  -0.0415   0.3757   1.0000
  11.750   0.8201   0.12134   0.11002  -0.0413   0.3724   1.0000
  12.000   0.8142   0.12426   0.11303  -0.0416   0.3647   1.0000
  12.250   0.8319   0.12556   0.11444  -0.0415   0.3601   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)