FX 61-184 AIRFOIL (fx61184-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 61-184 AIRFOIL (fx61184-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.16 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx61184-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx61184-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.3853 0.11538 0.10829 -0.0665 1.0000 0.0523
-13.000 -0.3945 0.10928 0.10226 -0.0690 1.0000 0.0520
-12.750 -0.4107 0.10232 0.09534 -0.0722 1.0000 0.0516
-12.500 -0.4312 0.09555 0.08861 -0.0753 1.0000 0.0512
-12.250 -0.4562 0.08932 0.08243 -0.0779 1.0000 0.0507
-12.000 -0.4834 0.08425 0.07738 -0.0792 1.0000 0.0503
-11.750 -0.5134 0.08077 0.07395 -0.0785 1.0000 0.0499
-11.500 -0.5478 0.07906 0.07230 -0.0751 1.0000 0.0495
-11.250 -0.5681 0.07433 0.06739 -0.0778 0.9916 0.0493
-11.000 -0.5798 0.06938 0.06216 -0.0817 0.9797 0.0493
-10.750 -0.5890 0.06517 0.05763 -0.0844 0.9682 0.0495
-10.500 -0.5928 0.06147 0.05358 -0.0866 0.9585 0.0498
-10.250 -0.5961 0.05840 0.05016 -0.0872 0.9480 0.0503
-10.000 -0.5918 0.05545 0.04682 -0.0879 0.9394 0.0511
-9.750 -0.5812 0.05262 0.04348 -0.0888 0.9322 0.0525
-9.500 -0.5559 0.05022 0.04100 -0.0901 0.9279 0.0552
-9.250 -0.5359 0.04846 0.03908 -0.0900 0.9216 0.0574
-9.000 -0.4999 0.04651 0.03685 -0.0908 0.9184 0.0602
-8.750 -0.4508 0.04493 0.03499 -0.0921 0.9171 0.0651
-8.500 -0.4003 0.04394 0.03396 -0.0935 0.9158 0.0718
-8.250 -0.3573 0.04305 0.03297 -0.0945 0.9138 0.0793
-8.000 -0.3420 0.04242 0.03232 -0.0930 0.9064 0.0858
-7.750 -0.3201 0.04138 0.03127 -0.0931 0.9014 0.0951
-7.500 -0.3057 0.04038 0.03026 -0.0925 0.8956 0.1059
-7.250 -0.3040 0.03947 0.02942 -0.0902 0.8875 0.1175
-7.000 -0.2996 0.03805 0.02821 -0.0891 0.8815 0.1363
-6.750 -0.3131 0.03725 0.02759 -0.0848 0.8719 0.1522
-6.500 -0.3179 0.03530 0.02613 -0.0834 0.8655 0.2014
-6.250 -0.3355 0.03426 0.02568 -0.0789 0.8560 0.2651
-6.000 -0.2941 0.03799 0.03032 -0.0735 0.8532 0.4557
-5.750 -0.2933 0.03802 0.03016 -0.0711 0.8460 0.4933
-5.500 -0.2823 0.03898 0.03093 -0.0684 0.8394 0.5263
-5.250 -0.2431 0.04265 0.03437 -0.0650 0.8362 0.5681
-5.000 -0.2240 0.04430 0.03584 -0.0613 0.8308 0.5900
-4.750 -0.2184 0.04448 0.03587 -0.0583 0.8237 0.6040
-4.500 -0.1825 0.04482 0.03594 -0.0583 0.8205 0.6114
-4.250 -0.1793 0.04463 0.03562 -0.0557 0.8139 0.6222
-4.000 -0.1663 0.04472 0.03555 -0.0534 0.8076 0.6299
-3.750 -0.1426 0.04433 0.03496 -0.0536 0.8036 0.6393
-3.500 -0.1396 0.04443 0.03496 -0.0502 0.7965 0.6467
-3.250 -0.1295 0.04417 0.03457 -0.0485 0.7903 0.6550
-3.000 -0.0987 0.04395 0.03415 -0.0492 0.7870 0.6612
-2.750 -0.1087 0.04387 0.03401 -0.0450 0.7782 0.6697
-2.500 -0.0869 0.04381 0.03382 -0.0441 0.7734 0.6746
-2.250 -0.0570 0.04337 0.03319 -0.0456 0.7701 0.6821
-2.000 -0.0664 0.04362 0.03342 -0.0409 0.7608 0.6874
-1.750 -0.0421 0.04348 0.03314 -0.0408 0.7564 0.6925
-1.500 -0.0089 0.04302 0.03249 -0.0431 0.7534 0.6993
-1.250 -0.0187 0.04347 0.03295 -0.0382 0.7435 0.7037
-1.000 0.0083 0.04332 0.03268 -0.0386 0.7395 0.7081
-0.750 0.0245 0.04333 0.03259 -0.0383 0.7334 0.7138
-0.500 0.0362 0.04349 0.03269 -0.0372 0.7263 0.7181
-0.250 0.0646 0.04338 0.03248 -0.0376 0.7226 0.7218
0.000 0.0735 0.04373 0.03279 -0.0362 0.7151 0.7263
0.250 0.0965 0.04382 0.03279 -0.0372 0.7093 0.7309
0.500 0.1272 0.04369 0.03258 -0.0380 0.7058 0.7342
0.750 0.1318 0.04432 0.03320 -0.0360 0.6973 0.7377
1.000 0.1570 0.04443 0.03326 -0.0365 0.6923 0.7414
1.250 0.1923 0.04431 0.03306 -0.0385 0.6891 0.7452
1.500 0.1980 0.04515 0.03389 -0.0375 0.6797 0.7489
1.750 0.2240 0.04522 0.03394 -0.0376 0.6753 0.7518
2.250 0.2603 0.04617 0.03486 -0.0375 0.6619 0.7585
2.500 0.2951 0.04620 0.03486 -0.0394 0.6583 0.7621
2.750 0.3046 0.04716 0.03583 -0.0388 0.6496 0.7651
3.000 0.3303 0.04736 0.03605 -0.0391 0.6445 0.7678
3.250 0.3641 0.04731 0.03600 -0.0403 0.6414 0.7709
3.500 0.3687 0.04862 0.03734 -0.0395 0.6310 0.7743
3.750 0.4037 0.04869 0.03742 -0.0412 0.6272 0.7777
4.000 0.4134 0.04991 0.03869 -0.0410 0.6180 0.7805
4.250 0.4406 0.05010 0.03891 -0.0414 0.6130 0.7832
4.750 0.4789 0.05156 0.04048 -0.0417 0.5988 0.7897
5.000 0.5156 0.05150 0.04046 -0.0433 0.5953 0.7932
5.250 0.5215 0.05310 0.04213 -0.0429 0.5845 0.7962
5.500 0.5531 0.05303 0.04214 -0.0435 0.5805 0.7990
5.750 0.5588 0.05461 0.04380 -0.0429 0.5701 0.8021
6.000 0.5910 0.05463 0.04390 -0.0438 0.5656 0.8058
6.250 0.6009 0.05622 0.04558 -0.0439 0.5553 0.8094
6.500 0.6316 0.05619 0.04565 -0.0444 0.5504 0.8129
6.750 0.6392 0.05768 0.04724 -0.0438 0.5398 0.8162
7.000 0.6708 0.05757 0.04725 -0.0443 0.5348 0.8199
7.250 0.6797 0.05924 0.04902 -0.0443 0.5238 0.8235
7.500 0.7131 0.05898 0.04888 -0.0449 0.5189 0.8277
7.750 0.7174 0.06080 0.05081 -0.0442 0.5074 0.8315
8.000 0.7514 0.06024 0.05040 -0.0445 0.5027 0.8363
8.250 0.7584 0.06211 0.05239 -0.0444 0.4906 0.8406
8.500 0.7946 0.06111 0.05155 -0.0444 0.4864 0.8454
8.750 0.7982 0.06308 0.05367 -0.0438 0.4734 0.8498
9.250 0.8390 0.06399 0.05488 -0.0435 0.4565 0.8608
9.750 0.8793 0.06467 0.05590 -0.0427 0.4397 0.8742
10.000 0.8805 0.06690 0.05828 -0.0420 0.4265 0.8809
10.500 0.9198 0.06713 0.05887 -0.0407 0.4092 0.8998
11.000 0.9608 0.06666 0.05879 -0.0391 0.3918 0.9381
11.250 0.9651 0.06864 0.06093 -0.0393 0.3779 1.0000
11.500 0.9759 0.07079 0.06322 -0.0402 0.3645 1.0000
12.000 1.0450 0.06895 0.06171 -0.0411 0.3456 1.0000
12.250 1.0537 0.07117 0.06405 -0.0418 0.3316 1.0000
12.500 1.0650 0.07305 0.06605 -0.0423 0.3178 1.0000
12.750 1.0799 0.07439 0.06752 -0.0427 0.3042 1.0000
13.000 1.0978 0.07521 0.06843 -0.0429 0.2901 1.0000
13.250 1.1141 0.07618 0.06945 -0.0431 0.2755 1.0000
13.500 1.1274 0.07756 0.07088 -0.0433 0.2605 1.0000
13.750 1.1380 0.07930 0.07264 -0.0435 0.2454 1.0000
14.000 1.1462 0.08139 0.07477 -0.0439 0.2302 1.0000
14.250 1.1510 0.08396 0.07735 -0.0444 0.2150 1.0000
14.500 1.1537 0.08690 0.08029 -0.0450 0.2004 1.0000
14.750 1.1557 0.09001 0.08341 -0.0458 0.1864 1.0000
15.000 1.1577 0.09318 0.08657 -0.0466 0.1733 1.0000
15.250 1.1597 0.09638 0.08973 -0.0475 0.1609 1.0000
15.500 1.1618 0.09959 0.09293 -0.0484 0.1493 1.0000
15.750 1.1569 0.10425 0.09771 -0.0501 0.1387 1.0000
16.000 1.1559 0.10824 0.10175 -0.0515 0.1292 1.0000
16.250 1.1611 0.11102 0.10443 -0.0525 0.1205 1.0000
16.500 1.1556 0.11608 0.10970 -0.0546 0.1128 1.0000
16.750 1.1595 0.11921 0.11277 -0.0558 0.1059 1.0000
17.000 1.1545 0.12437 0.11813 -0.0582 0.1000 1.0000
17.250 1.1642 0.12635 0.11997 -0.0590 0.0942 1.0000
17.500 1.1520 0.13321 0.12715 -0.0625 0.0902 1.0000
17.750 1.1473 0.13850 0.13259 -0.0653 0.0862 1.0000
18.000 1.1626 0.13935 0.13330 -0.0655 0.0818 1.0000
18.250 1.1397 0.14897 0.14327 -0.0711 0.0799 1.0000
18.500 1.1026 0.16271 0.15729 -0.0796 0.0785 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 61-184 AIRFOIL (fx61184-il)