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=5


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 05-H-126 AIRFOIL (fx05h126-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 14.49 at α=12.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx05h126-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx05h126-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.3635   0.13031   0.12390  -0.0057   0.7325   0.1021
 -10.250  -0.3644   0.12795   0.12158  -0.0093   0.7308   0.1056
 -10.000  -0.3721   0.12620   0.11989  -0.0140   0.7292   0.1068
  -9.750  -0.3582   0.12126   0.11495  -0.0146   0.7274   0.1082
  -9.500  -0.3403   0.11696   0.11061  -0.0141   0.7255   0.1117
  -9.250  -0.3343   0.11398   0.10762  -0.0157   0.7240   0.1169
  -9.000  -0.3453   0.11224   0.10597  -0.0215   0.7224   0.1211
  -8.750  -0.3252   0.10739   0.10110  -0.0213   0.7204   0.1250
  -8.500  -0.3150   0.10425   0.09797  -0.0230   0.7187   0.1316
  -8.250  -0.3339   0.10258   0.09641  -0.0306   0.7170   0.1362
  -8.000  -0.3075   0.09773   0.09154  -0.0285   0.7155   0.1407
  -7.750  -0.2995   0.09461   0.08842  -0.0302   0.7138   0.1452
  -7.500  -0.3326   0.09377   0.08760  -0.0394   0.7122   0.1522
  -7.250  -0.3057   0.08883   0.08270  -0.0363   0.7106   0.1550
  -6.750  -0.2922   0.07603   0.06947  -0.0486   0.7074   0.0736
  -6.500  -0.2908   0.07068   0.06358  -0.0539   0.7054   0.0636
  -6.250  -0.2748   0.06735   0.06027  -0.0547   0.7034   0.0623
  -6.000  -0.2614   0.06417   0.05696  -0.0558   0.7016   0.0610
  -5.750  -0.2477   0.06107   0.05364  -0.0567   0.7000   0.0597
  -5.500  -0.2334   0.05817   0.05046  -0.0573   0.6984   0.0590
  -5.250  -0.2182   0.05553   0.04748  -0.0574   0.6967   0.0594
  -5.000  -0.2021   0.05309   0.04465  -0.0571   0.6951   0.0602
  -4.750  -0.1847   0.05082   0.04198  -0.0566   0.6934   0.0605
  -4.500  -0.1647   0.04875   0.03953  -0.0570   0.6910   0.0603
  -4.250  -0.1444   0.04688   0.03728  -0.0570   0.6888   0.0599
  -4.000  -0.1233   0.04524   0.03526  -0.0568   0.6869   0.0599
  -3.750  -0.1014   0.04377   0.03342  -0.0564   0.6851   0.0601
  -3.500  -0.0786   0.04246   0.03172  -0.0559   0.6831   0.0605
  -3.250  -0.0546   0.04135   0.03021  -0.0553   0.6812   0.0619
  -3.000  -0.0300   0.04039   0.02891  -0.0547   0.6795   0.0645
  -2.750  -0.0063   0.03967   0.02812  -0.0549   0.6774   0.0676
  -2.500   0.0180   0.03922   0.02754  -0.0553   0.6750   0.0699
  -2.250   0.0436   0.03881   0.02697  -0.0555   0.6724   0.0723
  -2.000   0.0709   0.03845   0.02638  -0.0557   0.6699   0.0755
  -1.750   0.0972   0.03809   0.02589  -0.0559   0.6677   0.0802
  -1.500   0.1206   0.03790   0.02561  -0.0554   0.6657   0.0896
  -1.000   0.2699   0.03391   0.02456  -0.0723   0.6625   1.0000
  -0.750   0.2840   0.03489   0.02525  -0.0719   0.6585   1.0000
  -0.500   0.2998   0.03566   0.02575  -0.0709   0.6552   1.0000
  -0.250   0.3176   0.03630   0.02613  -0.0698   0.6523   1.0000
   0.000   0.3374   0.03683   0.02641  -0.0686   0.6499   1.0000
   0.250   0.3503   0.03782   0.02721  -0.0677   0.6460   1.0000
   0.500   0.3612   0.03885   0.02811  -0.0666   0.6414   1.0000
   0.750   0.3780   0.03959   0.02867  -0.0654   0.6379   1.0000
   1.000   0.3984   0.04020   0.02911  -0.0644   0.6353   1.0000
   1.250   0.4102   0.04123   0.03001  -0.0631   0.6311   1.0000
   1.500   0.4181   0.04238   0.03106  -0.0617   0.6258   1.0000
   1.750   0.4359   0.04315   0.03170  -0.0606   0.6223   1.0000
   2.000   0.4584   0.04376   0.03219  -0.0598   0.6196   1.0000
   2.250   0.4599   0.04518   0.03355  -0.0580   0.6134   1.0000
   2.500   0.4732   0.04615   0.03444  -0.0568   0.6088   1.0000
   2.750   0.4952   0.04684   0.03505  -0.0560   0.6056   1.0000
   3.000   0.5038   0.04803   0.03617  -0.0545   0.6004   1.0000
   3.250   0.5107   0.04922   0.03732  -0.0529   0.5946   1.0000
   3.500   0.5322   0.04999   0.03804  -0.0522   0.5910   1.0000
   3.750   0.5459   0.05101   0.03901  -0.0510   0.5865   1.0000
   4.000   0.5463   0.05236   0.04033  -0.0488   0.5797   1.0000
   4.250   0.5683   0.05316   0.04112  -0.0483   0.5759   1.0000
   4.500   0.5789   0.05431   0.04225  -0.0470   0.5706   1.0000
   4.750   0.5856   0.05558   0.04352  -0.0455   0.5641   1.0000
   5.000   0.6091   0.05638   0.04431  -0.0451   0.5604   1.0000
   5.250   0.6130   0.05781   0.04575  -0.0436   0.5534   1.0000
   5.500   0.6281   0.05889   0.04686  -0.0428   0.5480   1.0000
   5.750   0.6545   0.05957   0.04758  -0.0426   0.5446   1.0000
   6.000   0.6524   0.06131   0.04934  -0.0410   0.5359   1.0000
   6.250   0.6744   0.06215   0.05022  -0.0406   0.5316   1.0000
   6.500   0.6812   0.06361   0.05173  -0.0396   0.5244   1.0000
   6.750   0.6977   0.06466   0.05286  -0.0390   0.5186   1.0000
   7.000   0.7247   0.06524   0.05351  -0.0386   0.5150   1.0000
   7.250   0.7231   0.06714   0.05546  -0.0375   0.5056   1.0000
   7.500   0.7508   0.06761   0.05604  -0.0372   0.5018   1.0000
   7.750   0.7504   0.06949   0.05802  -0.0362   0.4920   1.0000
   8.000   0.7786   0.06983   0.05847  -0.0358   0.4879   1.0000
   8.250   0.7797   0.07164   0.06036  -0.0349   0.4777   1.0000
   8.500   0.7936   0.07265   0.06147  -0.0342   0.4696   1.0000
   8.750   0.8143   0.07310   0.06205  -0.0335   0.4623   1.0000
   9.000   0.8223   0.07437   0.06346  -0.0326   0.4519   1.0000
   9.250   0.8494   0.07418   0.06342  -0.0318   0.4458   1.0000
   9.500   0.8580   0.07543   0.06481  -0.0310   0.4352   1.0000
   9.750   0.8659   0.07681   0.06632  -0.0303   0.4244   1.0000
  10.000   0.8971   0.07605   0.06579  -0.0293   0.4191   1.0000
  10.250   0.9042   0.07731   0.06719  -0.0285   0.4067   1.0000
  10.500   0.9163   0.07785   0.06789  -0.0274   0.3938   1.0000
  10.750   0.9346   0.07726   0.06748  -0.0260   0.3798   1.0000
  11.000   0.9553   0.07611   0.06651  -0.0243   0.3646   1.0000
  11.250   0.9732   0.07544   0.06606  -0.0228   0.3496   1.0000
  11.500   0.9884   0.07538   0.06619  -0.0216   0.3349   1.0000
  11.750   1.0057   0.07502   0.06602  -0.0204   0.3192   1.0000
  12.000   1.0186   0.07539   0.06656  -0.0193   0.3003   1.0000
  12.250   1.0344   0.07534   0.06665  -0.0181   0.2781   1.0000
  12.500   1.0553   0.07454   0.06592  -0.0166   0.2522   1.0000
  12.750   1.0736   0.07409   0.06532  -0.0149   0.2229   1.0000
  13.000   1.0827   0.07519   0.06618  -0.0138   0.1978   1.0000
  13.250   1.0876   0.07711   0.06793  -0.0131   0.1789   1.0000
  13.500   1.0924   0.07923   0.06993  -0.0124   0.1640   1.0000
  13.750   1.0969   0.08154   0.07219  -0.0119   0.1512   1.0000
  14.000   1.1025   0.08379   0.07448  -0.0115   0.1406   1.0000
  14.250   1.1102   0.08571   0.07635  -0.0109   0.1315   1.0000
  14.500   1.1151   0.08828   0.07907  -0.0108   0.1228   1.0000
  14.750   1.1204   0.09079   0.08166  -0.0106   0.1151   1.0000
  15.000   1.1272   0.09295   0.08384  -0.0103   0.1076   1.0000
  15.250   1.1274   0.09643   0.08754  -0.0107   0.1005   1.0000
  15.500   1.1338   0.09859   0.08962  -0.0106   0.0932   1.0000
  15.750   1.1278   0.10318   0.09450  -0.0118   0.0869   1.0000
  16.000   1.1289   0.10622   0.09748  -0.0124   0.0799   1.0000
  16.250   1.1211   0.11131   0.10289  -0.0141   0.0747   1.0000
  16.500   1.1232   0.11416   0.10563  -0.0147   0.0684   1.0000
  16.750   1.1115   0.12043   0.11228  -0.0171   0.0649   1.0000
  17.000   1.1036   0.12590   0.11794  -0.0193   0.0612   1.0000
  17.250   1.1080   0.12850   0.12044  -0.0200   0.0566   1.0000
  17.500   1.0911   0.13647   0.12876  -0.0238   0.0552   1.0000
  17.750   1.0715   0.14549   0.13805  -0.0285   0.0544   1.0000
  18.000   1.0465   0.15666   0.14942  -0.0347   0.0542   1.0000
  18.250   1.0178   0.17020   0.16301  -0.0423   0.0547   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)