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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 05-H-126 AIRFOIL (fx05h126-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.13 at α=13.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx05h126-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx05h126-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.2561   0.12200   0.11649  -0.0526   0.9069   0.1744
 -10.250  -0.2264   0.11579   0.11021  -0.0516   0.9036   0.1845
 -10.000  -0.2387   0.11574   0.11022  -0.0565   0.9017   0.1902
  -9.750  -0.2101   0.11013   0.10455  -0.0560   0.8993   0.2018
  -9.500  -0.2050   0.10729   0.10175  -0.0589   0.8976   0.2096
  -9.250  -0.2020   0.10548   0.09995  -0.0618   0.8959   0.2209
  -9.000  -0.1814   0.10129   0.09574  -0.0623   0.8937   0.2315
  -8.750  -0.1764   0.09871   0.09319  -0.0644   0.8918   0.2422
  -8.500  -0.1891   0.09842   0.09297  -0.0680   0.8900   0.2534
  -8.250  -0.1770   0.09541   0.08996  -0.0684   0.8881   0.2688
  -8.000  -0.1702   0.09303   0.08759  -0.0690   0.8864   0.2845
  -7.750  -0.1565   0.08995   0.08451  -0.0691   0.8850   0.3019
  -7.500  -0.1349   0.08693   0.08147  -0.0683   0.8838   0.3265
  -7.250  -0.1463   0.08642   0.08104  -0.0684   0.8834   0.3463
  -7.000  -0.1316   0.08409   0.07872  -0.0668   0.8824   0.3770
  -6.750  -0.1249   0.08247   0.07712  -0.0647   0.8814   0.4087
  -6.500  -0.0970   0.07947   0.07409  -0.0629   0.8798   0.4496
  -6.250  -0.0978   0.07874   0.07341  -0.0597   0.8792   0.4866
  -6.000  -0.0834   0.07708   0.07176  -0.0567   0.8787   0.5343
  -5.750  -0.0511   0.07442   0.06907  -0.0548   0.8780   0.5972
  -5.500   0.0123   0.06980   0.06434  -0.0562   0.8760   0.6874
  -4.500   0.0193   0.06583   0.06052  -0.0481   0.8787   0.7793
  -4.250  -0.0358   0.06784   0.06270  -0.0372   0.8839   0.7740
  -4.000  -0.0824   0.06883   0.06384  -0.0264   0.8914   0.7769
  -3.750  -0.1385   0.06983   0.06500  -0.0165   0.9014   0.7604
  -3.000  -0.2795   0.07023   0.06587   0.0179   0.9623   0.7937
  -2.750  -0.3231   0.06997   0.06578   0.0345   1.0000   0.8412
  -2.500  -0.3777   0.06861   0.06453   0.0431   1.0000   0.8100
  -2.250  -0.4358   0.06703   0.06308   0.0528   1.0000   0.7909
  -2.000  -0.3756   0.05212   0.04447  -0.0183   1.0000   0.1913
  -1.750  -0.3521   0.04963   0.04162  -0.0180   1.0000   0.1687
  -1.500  -0.3277   0.04777   0.03917  -0.0175   1.0000   0.1527
  -1.250  -0.3036   0.04659   0.03727  -0.0168   1.0000   0.1417
  -1.000  -0.2831   0.04530   0.03571  -0.0162   1.0000   0.1396
  -0.750  -0.2620   0.04442   0.03447  -0.0155   1.0000   0.1400
  -0.500  -0.2407   0.04366   0.03342  -0.0149   1.0000   0.1397
  -0.250  -0.2186   0.04305   0.03253  -0.0144   1.0000   0.1392
   0.000  -0.1955   0.04266   0.03184  -0.0142   1.0000   0.1399
   0.250  -0.1729   0.04247   0.03142  -0.0139   1.0000   0.1416
   0.500  -0.1476   0.04239   0.03124  -0.0142   1.0000   0.1486
   0.750  -0.1215   0.04268   0.03135  -0.0147   1.0000   0.1595
   1.000  -0.0958   0.04294   0.03154  -0.0152   1.0000   0.1734
   1.250  -0.0701   0.04319   0.03188  -0.0158   1.0000   0.2022
   1.500  -0.0056   0.04229   0.03302  -0.0232   1.0000   1.0000
   1.750   0.0117   0.04331   0.03367  -0.0228   1.0000   1.0000
   2.000   0.0287   0.04437   0.03444  -0.0226   1.0000   1.0000
   2.250   0.0455   0.04547   0.03530  -0.0224   1.0000   1.0000
   2.750   0.1353   0.05128   0.04057  -0.0334   0.9625   1.0000
   3.250   0.2021   0.05583   0.04478  -0.0392   0.9230   1.0000
   3.500   0.2316   0.05792   0.04674  -0.0412   0.9052   1.0000
   3.750   0.2595   0.06004   0.04876  -0.0428   0.8889   1.0000
   4.000   0.2845   0.06200   0.05062  -0.0439   0.8737   1.0000
   4.250   0.3077   0.06388   0.05243  -0.0446   0.8588   1.0000
   4.500   0.3286   0.06564   0.05414  -0.0450   0.8445   1.0000
   4.750   0.3477   0.06734   0.05580  -0.0452   0.8307   1.0000
   5.000   0.3660   0.06907   0.05749  -0.0452   0.8176   1.0000
   5.250   0.3845   0.07093   0.05932  -0.0454   0.8058   1.0000
   5.500   0.4172   0.07422   0.06259  -0.0476   0.7967   1.0000
   5.750   0.4310   0.07551   0.06389  -0.0470   0.7833   1.0000
   6.000   0.4421   0.07679   0.06518  -0.0462   0.7706   1.0000
   6.250   0.4548   0.07844   0.06684  -0.0457   0.7590   1.0000
   6.500   0.4746   0.08084   0.06926  -0.0462   0.7497   1.0000
   6.750   0.4987   0.08342   0.07188  -0.0472   0.7387   1.0000
   7.000   0.5060   0.08465   0.07314  -0.0461   0.7263   1.0000
   7.250   0.5166   0.08646   0.07501  -0.0456   0.7156   1.0000
   7.500   0.5446   0.08993   0.07854  -0.0472   0.7071   1.0000
   7.750   0.5567   0.09158   0.08026  -0.0468   0.6943   1.0000
   8.000   0.5625   0.09305   0.08178  -0.0459   0.6820   1.0000
   8.250   0.5730   0.09517   0.08399  -0.0456   0.6710   1.0000
   8.500   0.5972   0.09856   0.08748  -0.0467   0.6613   1.0000
   8.750   0.6144   0.10101   0.09003  -0.0470   0.6483   1.0000
   9.000   0.6171   0.10250   0.09158  -0.0461   0.6355   1.0000
   9.250   0.6234   0.10466   0.09383  -0.0457   0.6240   1.0000
   9.500   0.6370   0.10753   0.09683  -0.0461   0.6133   1.0000
   9.750   0.6643   0.11147   0.10092  -0.0473   0.6015   1.0000
  10.000   0.6716   0.11349   0.10304  -0.0470   0.5877   1.0000
  10.250   0.6702   0.11533   0.10497  -0.0465   0.5755   1.0000
  10.500   0.6765   0.11800   0.10774  -0.0465   0.5635   1.0000
  10.750   0.6865   0.12093   0.11079  -0.0468   0.5511   1.0000
  11.000   0.6972   0.12356   0.11357  -0.0469   0.5351   1.0000
  11.250   0.7197   0.12600   0.11617  -0.0468   0.5111   1.0000
  11.500   0.8138   0.11485   0.10536  -0.0391   0.4119   1.0000
  11.750   0.8580   0.11230   0.10309  -0.0366   0.3852   1.0000
  12.000   0.8771   0.11182   0.10280  -0.0348   0.3617   1.0000
  12.250   0.9000   0.11059   0.10181  -0.0325   0.3377   1.0000
  12.500   0.9515   0.10391   0.09548  -0.0277   0.3115   1.0000
  12.750   1.1934   0.06317   0.05490  -0.0081   0.2404   1.0000
  13.000   1.2066   0.06477   0.05643  -0.0064   0.2183   1.0000
  13.250   1.2323   0.06550   0.05700  -0.0044   0.1957   1.0000
  13.500   1.2659   0.06618   0.05744  -0.0023   0.1716   1.0000
  13.750   1.2528   0.07053   0.06211  -0.0020   0.1645   1.0000
  14.000   1.2562   0.07363   0.06526  -0.0011   0.1513   1.0000
  14.500   1.2628   0.08017   0.07182   0.0004   0.1276   1.0000
  14.750   1.2373   0.08583   0.07781  -0.0003   0.1256   1.0000
  15.000   1.2128   0.09199   0.08426  -0.0015   0.1245   1.0000
  15.250   1.1829   0.09927   0.09181  -0.0036   0.1250   1.0000
  15.500   1.1506   0.10769   0.10042  -0.0066   0.1267   1.0000
  15.750   1.1190   0.11696   0.10983  -0.0103   0.1283   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)