Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to FX 61-184 AIRFOIL (fx61184-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 61-184 AIRFOIL (fx61184-il)