FX 61-184 AIRFOIL (fx61184-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 61-184 AIRFOIL (fx61184-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.74 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx61184-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx61184-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 61-184 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.4301 0.11585 0.10998 -0.0449 1.0000 0.1793
-10.500 -0.4646 0.10698 0.10123 -0.0476 1.0000 0.1516
-10.250 -0.4855 0.10196 0.09628 -0.0478 1.0000 0.1437
-10.000 -0.6307 0.09131 0.08577 -0.0534 1.0000 0.1343
-9.750 -0.6066 0.08773 0.08219 -0.0517 1.0000 0.1303
-9.500 -0.6437 0.08441 0.07889 -0.0500 1.0000 0.1286
-9.250 -0.6861 0.08183 0.07631 -0.0472 1.0000 0.1273
-9.000 -0.7275 0.07856 0.07296 -0.0453 1.0000 0.1255
-8.750 -0.7761 0.07406 0.06809 -0.0439 1.0000 0.1217
-8.500 -0.8027 0.07037 0.06383 -0.0427 1.0000 0.1182
-8.250 -0.8019 0.06655 0.05984 -0.0416 1.0000 0.1170
-8.000 -0.8007 0.06281 0.05583 -0.0407 1.0000 0.1154
-7.750 -0.7965 0.05920 0.05186 -0.0400 1.0000 0.1139
-7.500 -0.7884 0.05581 0.04807 -0.0395 1.0000 0.1130
-7.250 -0.7769 0.05286 0.04471 -0.0390 1.0000 0.1139
-7.000 -0.7625 0.05031 0.04172 -0.0385 1.0000 0.1156
-6.750 -0.7456 0.04806 0.03900 -0.0379 1.0000 0.1175
-6.500 -0.7269 0.04611 0.03661 -0.0371 1.0000 0.1190
-6.250 -0.7093 0.04405 0.03461 -0.0356 1.0000 0.1222
-6.000 -0.6918 0.04277 0.03332 -0.0341 1.0000 0.1275
-5.750 -0.6730 0.04176 0.03203 -0.0325 1.0000 0.1337
-5.500 -0.6576 0.04086 0.03141 -0.0295 1.0000 0.1405
-5.250 -0.6415 0.04029 0.03078 -0.0269 1.0000 0.1502
-5.000 -0.6278 0.03961 0.03023 -0.0242 1.0000 0.1641
-4.750 -0.6152 0.03862 0.02952 -0.0221 1.0000 0.1826
-4.500 -0.6002 0.03669 0.02818 -0.0219 1.0000 0.2261
-4.250 -0.6039 0.03847 0.03263 -0.0120 1.0000 0.5449
-4.000 -0.6064 0.04370 0.03765 0.0004 1.0000 0.6078
-3.750 -0.6059 0.04685 0.04065 0.0101 1.0000 0.6398
-3.500 -0.6020 0.04884 0.04246 0.0174 1.0000 0.6689
-3.250 -0.5989 0.05087 0.04438 0.0264 1.0000 0.6944
-3.000 -0.5944 0.05266 0.04606 0.0349 1.0000 0.7287
-2.750 -0.5331 0.05785 0.05096 0.0425 1.0000 0.8083
-2.500 -0.4840 0.05810 0.05087 0.0388 1.0000 0.8325
-2.250 -0.4980 0.05689 0.04959 0.0434 1.0000 0.8433
-2.000 -0.4780 0.05635 0.04884 0.0428 1.0000 0.8549
-1.750 -0.4553 0.05587 0.04818 0.0415 1.0000 0.8653
-1.500 -0.4790 0.05449 0.04674 0.0476 1.0000 0.8728
-1.250 -0.4466 0.05432 0.04636 0.0446 1.0000 0.8813
-1.000 -0.4633 0.05308 0.04506 0.0496 1.0000 0.8879
-0.750 -0.4369 0.05292 0.04473 0.0475 1.0000 0.8947
-0.500 -0.4388 0.05209 0.04380 0.0500 1.0000 0.9009
-0.250 -0.4290 0.05158 0.04318 0.0506 1.0000 0.9064
0.000 -0.4148 0.05129 0.04276 0.0503 1.0000 0.9120
0.250 -0.4169 0.05054 0.04192 0.0529 1.0000 0.9174
0.500 -0.3965 0.05053 0.04180 0.0515 1.0000 0.9222
0.750 -0.3833 0.05036 0.04153 0.0513 1.0000 0.9271
1.000 -0.3794 0.04993 0.04101 0.0528 1.0000 0.9323
1.250 -0.3571 0.05017 0.04114 0.0509 1.0000 0.9364
1.500 -0.3391 0.05035 0.04124 0.0497 1.0000 0.9410
1.750 -0.3243 0.05051 0.04131 0.0491 0.9990 0.9455
2.000 -0.2841 0.05207 0.04276 0.0434 0.9907 0.9492
2.250 -0.2448 0.05367 0.04428 0.0380 0.9811 0.9531
2.500 -0.2099 0.05517 0.04568 0.0334 0.9704 0.9571
2.750 -0.1706 0.05707 0.04752 0.0281 0.9588 0.9612
3.000 -0.1331 0.05839 0.04880 0.0230 0.9459 0.9646
3.250 -0.1020 0.05947 0.04983 0.0193 0.9329 0.9683
3.500 -0.0742 0.06060 0.05094 0.0162 0.9201 0.9722
3.750 -0.0370 0.06235 0.05266 0.0112 0.9082 0.9756
4.000 0.0067 0.06490 0.05519 0.0051 0.8973 0.9799
4.250 0.0383 0.06631 0.05661 0.0014 0.8835 0.9841
4.500 0.0640 0.06734 0.05766 -0.0015 0.8700 0.9880
4.750 0.0891 0.06866 0.05900 -0.0043 0.8574 0.9929
5.000 0.1186 0.07064 0.06100 -0.0078 0.8473 0.9999
5.250 0.1352 0.07194 0.06230 -0.0083 0.8348 1.0000
5.500 0.1340 0.07165 0.06202 -0.0061 0.8216 1.0000
5.750 0.1416 0.07233 0.06272 -0.0056 0.8105 1.0000
6.000 0.1728 0.07505 0.06544 -0.0090 0.8011 1.0000
6.250 0.1878 0.07590 0.06633 -0.0099 0.7876 1.0000
6.500 0.2005 0.07703 0.06750 -0.0109 0.7759 1.0000
6.750 0.2289 0.07970 0.07020 -0.0142 0.7671 1.0000
7.000 0.2586 0.08208 0.07265 -0.0175 0.7543 1.0000
7.250 0.2696 0.08328 0.07391 -0.0185 0.7420 1.0000
7.500 0.2917 0.08571 0.07640 -0.0212 0.7322 1.0000
7.750 0.3343 0.08964 0.08040 -0.0262 0.7203 1.0000
8.000 0.3446 0.09078 0.08163 -0.0273 0.7068 1.0000
8.250 0.3581 0.09276 0.08368 -0.0290 0.6948 1.0000
8.500 0.3820 0.09570 0.08671 -0.0320 0.6846 1.0000
8.750 0.4192 0.09947 0.09059 -0.0362 0.6720 1.0000
9.000 0.4322 0.10132 0.09253 -0.0378 0.6587 1.0000
9.250 0.4427 0.10353 0.09483 -0.0395 0.6466 1.0000
9.500 0.4613 0.10652 0.09791 -0.0420 0.6359 1.0000
9.750 0.4917 0.11024 0.10176 -0.0455 0.6243 1.0000
10.000 0.5219 0.11373 0.10536 -0.0488 0.6100 1.0000
10.250 0.5249 0.11556 0.10728 -0.0498 0.5975 1.0000
10.500 0.5355 0.11835 0.11018 -0.0517 0.5859 1.0000
11.000 0.6447 0.11957 0.11164 -0.0551 0.5012 1.0000
11.250 0.6853 0.11938 0.11160 -0.0558 0.4699 1.0000
11.500 0.6733 0.12470 0.11702 -0.0584 0.4715 1.0000
11.750 0.6748 0.12912 0.12153 -0.0608 0.4679 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 61-184 AIRFOIL (fx61184-il)