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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 05-H-126 AIRFOIL (fx05h126-il)