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 05-H-126 AIRFOIL (fx05h126-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 05-H-126 AIRFOIL (fx05h126-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 25.07 at α=11.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx05h126-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-fx05h126-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: WORTMANN FX 05-H-126 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.3907   0.13935   0.13487  -0.0019   0.7613   0.0669
 -11.000  -0.3959   0.13803   0.13360  -0.0071   0.7603   0.0676
 -10.750  -0.3993   0.13614   0.13176  -0.0120   0.7594   0.0679
 -10.500  -0.3737   0.12797   0.12354  -0.0100   0.7578   0.0695
 -10.250  -0.3558   0.12372   0.11925  -0.0096   0.7563   0.0718
 -10.000  -0.3463   0.12050   0.11602  -0.0109   0.7550   0.0746
  -9.750  -0.3410   0.11752   0.11304  -0.0130   0.7537   0.0778
  -9.500  -0.3439   0.11528   0.11082  -0.0172   0.7527   0.0809
  -9.250  -0.3543   0.11366   0.10928  -0.0244   0.7518   0.0820
  -9.000  -0.3631   0.11112   0.10682  -0.0322   0.7509   0.0824
  -8.750  -0.3182   0.10377   0.09940  -0.0248   0.7495   0.0862
  -8.500  -0.3066   0.10054   0.09618  -0.0268   0.7485   0.0892
  -8.250  -0.3007   0.09738   0.09305  -0.0303   0.7476   0.0928
  -8.000  -0.3071   0.09451   0.09025  -0.0377   0.7469   0.0960
  -7.750  -0.3272   0.09248   0.08818  -0.0476   0.7465   0.0971
  -7.500  -0.3064   0.08704   0.08282  -0.0459   0.7453   0.0993
  -7.250  -0.2871   0.08416   0.07994  -0.0446   0.7438   0.1030
  -7.000  -0.2814   0.08118   0.07694  -0.0481   0.7427   0.1076
  -6.750  -0.2944   0.07857   0.07401  -0.0581   0.7423   0.1129
  -6.500  -0.2701   0.07431   0.06995  -0.0559   0.7414   0.1160
  -6.250  -0.2560   0.07181   0.06742  -0.0574   0.7409   0.1222
  -6.000  -0.2493   0.06860   0.06403  -0.0615   0.7407   0.1303
  -5.750  -0.2412   0.06812   0.06312  -0.0645   0.7404   0.1435
  -5.500  -0.2214   0.06380   0.05912  -0.0631   0.7393   0.1486
  -5.250  -0.2110   0.06167   0.05678  -0.0643   0.7384   0.1616
  -5.000  -0.1979   0.05999   0.05493  -0.0651   0.7380   0.1763
  -4.750  -0.1822   0.05811   0.05298  -0.0661   0.7383   0.1922
  -4.500  -0.1667   0.05623   0.05110  -0.0667   0.7386   0.2087
  -4.250  -0.1527   0.05451   0.04940  -0.0660   0.7381   0.2266
  -3.000  -0.0711   0.04581   0.03799  -0.0655   0.7538   0.0965
  -1.250  -0.0954   0.04522   0.03630  -0.0433   0.8315   0.0817
  -1.000  -0.0553   0.04525   0.03608  -0.0452   0.8272   0.0814
  -0.750  -0.0392   0.04471   0.03538  -0.0433   0.8147   0.0828
  -0.500  -0.0206   0.04428   0.03498  -0.0423   0.8054   0.0863
  -0.250   0.0124   0.04458   0.03526  -0.0432   0.7989   0.0909
   0.000   0.0274   0.04451   0.03516  -0.0414   0.7876   0.0945
   0.250   0.0615   0.04516   0.03585  -0.0423   0.7832   0.1020
   0.500   0.0706   0.04504   0.03571  -0.0398   0.7717   0.1133
   0.750   0.1908   0.04439   0.03757  -0.0597   0.7699   1.0000
   1.000   0.2021   0.04512   0.03812  -0.0578   0.7587   1.0000
   1.250   0.2370   0.04675   0.03954  -0.0592   0.7537   1.0000
   1.500   0.2411   0.04720   0.03987  -0.0564   0.7423   1.0000
   1.750   0.2788   0.04913   0.04163  -0.0583   0.7383   1.0000
   2.000   0.2812   0.04941   0.04181  -0.0553   0.7261   1.0000
   2.250   0.2941   0.05056   0.04286  -0.0540   0.7186   1.0000
   2.500   0.3182   0.05168   0.04388  -0.0539   0.7106   1.0000
   2.750   0.3267   0.05265   0.04477  -0.0522   0.7013   1.0000
   3.000   0.3548   0.05402   0.04606  -0.0526   0.6952   1.0000
   3.250   0.3603   0.05500   0.04698  -0.0508   0.6864   1.0000
   3.500   0.3890   0.05640   0.04831  -0.0512   0.6801   1.0000
   3.750   0.3936   0.05743   0.04930  -0.0494   0.6711   1.0000
   4.000   0.4213   0.05885   0.05068  -0.0498   0.6651   1.0000
   4.250   0.4263   0.05997   0.05177  -0.0482   0.6563   1.0000
   4.500   0.4536   0.06138   0.05315  -0.0485   0.6500   1.0000
   4.750   0.4587   0.06267   0.05442  -0.0471   0.6421   1.0000
   5.000   0.4855   0.06402   0.05575  -0.0473   0.6349   1.0000
   5.250   0.4918   0.06552   0.05726  -0.0462   0.6282   1.0000
   5.500   0.5151   0.06675   0.05848  -0.0461   0.6199   1.0000
   5.750   0.5216   0.06829   0.06003  -0.0450   0.6125   1.0000
   6.000   0.5483   0.06956   0.06132  -0.0451   0.6043   1.0000
   6.250   0.5509   0.07103   0.06280  -0.0439   0.5954   1.0000
   6.750   0.6327   0.07049   0.06230  -0.0428   0.5580   1.0000
   7.000   0.6744   0.06962   0.06148  -0.0420   0.5424   1.0000
   7.250   0.6803   0.07041   0.06230  -0.0406   0.5297   1.0000
   7.500   0.6946   0.07103   0.06296  -0.0395   0.5175   1.0000
   7.750   0.7144   0.07151   0.06349  -0.0387   0.5069   1.0000
   8.000   0.7561   0.07081   0.06290  -0.0382   0.5005   1.0000
   8.250   0.7601   0.07227   0.06442  -0.0373   0.4894   1.0000
   8.500   0.7987   0.07174   0.06399  -0.0368   0.4844   1.0000
   8.750   0.8082   0.07280   0.06516  -0.0359   0.4738   1.0000
   9.000   0.8194   0.07377   0.06621  -0.0351   0.4629   1.0000
   9.250   0.8767   0.07038   0.06298  -0.0338   0.4582   1.0000
   9.500   0.8952   0.06986   0.06256  -0.0324   0.4458   1.0000
   9.750   0.9187   0.06874   0.06158  -0.0309   0.4340   1.0000
  10.000   0.9799   0.06355   0.05661  -0.0290   0.4305   1.0000
  10.250   0.9943   0.06347   0.05668  -0.0277   0.4184   1.0000
  10.500   1.0544   0.05787   0.05136  -0.0257   0.4157   1.0000
  10.750   1.0740   0.05685   0.05050  -0.0243   0.4034   1.0000
  11.000   1.1043   0.05434   0.04822  -0.0225   0.3911   1.0000
  11.250   1.1559   0.04915   0.04327  -0.0205   0.3744   1.0000
  11.500   1.1792   0.04745   0.04157  -0.0185   0.3343   1.0000
  11.750   1.1865   0.04732   0.04084  -0.0158   0.2636   1.0000
  12.000   1.1786   0.04961   0.04250  -0.0137   0.2162   1.0000
  12.250   1.1775   0.05163   0.04408  -0.0119   0.1866   1.0000
  12.500   1.1848   0.05305   0.04527  -0.0103   0.1665   1.0000
  12.750   1.1955   0.05428   0.04636  -0.0089   0.1508   1.0000
  13.000   1.2056   0.05569   0.04769  -0.0077   0.1377   1.0000
  13.250   1.2119   0.05754   0.04947  -0.0069   0.1261   1.0000
  13.500   1.2158   0.05963   0.05148  -0.0063   0.1150   1.0000
  13.750   1.2159   0.06226   0.05420  -0.0061   0.1057   1.0000
  14.000   1.2196   0.06457   0.05656  -0.0055   0.0960   1.0000
  14.250   1.2256   0.06669   0.05865  -0.0047   0.0858   1.0000
  14.500   1.2338   0.06872   0.06060  -0.0036   0.0754   1.0000
  14.750   1.2442   0.07087   0.06266  -0.0022   0.0647   1.0000
  15.000   1.2403   0.07431   0.06640  -0.0022   0.0599   1.0000
  15.250   1.2552   0.07620   0.06818  -0.0010   0.0535   1.0000
  15.500   1.2516   0.07991   0.07224  -0.0010   0.0509   1.0000
  15.750   1.2526   0.08329   0.07586  -0.0008   0.0485   1.0000
  16.000   1.2538   0.08664   0.07938  -0.0007   0.0468   1.0000
  16.250   1.2686   0.08942   0.08211   0.0002   0.0441   1.0000
  16.500   1.2552   0.09435   0.08733  -0.0007   0.0437   1.0000
  16.750   1.2387   0.09969   0.09297  -0.0021   0.0433   1.0000
  17.000   1.2213   0.10553   0.09909  -0.0040   0.0431   1.0000
  17.250   1.2003   0.11209   0.10593  -0.0065   0.0429   1.0000
  17.500   1.1829   0.11865   0.11271  -0.0092   0.0431   1.0000
  17.750   1.1601   0.12631   0.12060  -0.0129   0.0432   1.0000
  18.000   1.1366   0.13467   0.12916  -0.0172   0.0434   1.0000
  18.250   1.1129   0.14366   0.13832  -0.0223   0.0437   1.0000
  18.500   0.9799   0.18991   0.18477  -0.0504   0.0557   1.0000
  18.750   0.9870   0.19288   0.18776  -0.0512   0.0548   1.0000
  19.000   0.9673   0.21020   0.20491  -0.0592   0.0647   1.0000
  19.250   0.7104   0.20601   0.20133  -0.0509   0.1151   1.0000
<< Back to WORTMANN FX 05-H-126 AIRFOIL (fx05h126-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WORTMANN FX 05-H-126 AIRFOIL (fx05h126-il)