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

FX 69-PR-281 (fx69pr281-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: FX 69-PR-281 (fx69pr281-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.42 at α=1.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx69pr281-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx69pr281-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 69-PR-281                                    
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500   0.1615   0.13722   0.12904  -0.0884   0.8903   0.1639
 -11.250   0.1703   0.13415   0.12595  -0.0906   0.8788   0.1655
 -11.000   0.1814   0.13004   0.12177  -0.0950   0.8721   0.1672
 -10.750   0.2131   0.12717   0.11890  -0.0981   0.8638   0.1701
 -10.500   0.2324   0.12430   0.11600  -0.1007   0.8536   0.1725
 -10.250   0.2529   0.12053   0.11215  -0.1050   0.8472   0.1747
 -10.000   0.2562   0.11755   0.10911  -0.1071   0.8364   0.1772
  -9.750   0.2768   0.11476   0.10630  -0.1096   0.8265   0.1801
  -9.500   0.3077   0.11152   0.10296  -0.1136   0.8192   0.1830
  -9.250   0.3109   0.10974   0.10117  -0.1132   0.8046   0.1855
  -9.000   0.3164   0.10642   0.09775  -0.1162   0.7956   0.1889
  -8.750   0.3273   0.10431   0.09560  -0.1169   0.7836   0.1916
  -8.500   0.3483   0.10246   0.09370  -0.1176   0.7713   0.1944
  -8.250   0.3654   0.09987   0.09099  -0.1199   0.7623   0.1980
  -8.000   0.3561   0.09814   0.08927  -0.1189   0.7498   0.2008
  -7.750   0.3638   0.09571   0.08677  -0.1201   0.7404   0.2044
  -7.500   0.3848   0.09430   0.08532  -0.1202   0.7302   0.2072
  -7.250   0.3901   0.09290   0.08393  -0.1194   0.7188   0.2101
  -7.000   0.3940   0.09047   0.08140  -0.1205   0.7107   0.2138
  -6.750   0.3751   0.08759   0.07847  -0.1208   0.7030   0.2172
  -6.500   0.3920   0.08708   0.07800  -0.1189   0.6912   0.2192
  -6.250   0.4142   0.08558   0.07641  -0.1194   0.6824   0.2223
  -6.000   0.4174   0.08420   0.07501  -0.1184   0.6732   0.2253
  -5.750   0.4077   0.08272   0.07355  -0.1166   0.6634   0.2280
  -5.500   0.3852   0.07982   0.07059  -0.1161   0.6565   0.2316
  -5.250   0.4052   0.07819   0.06887  -0.1166   0.6491   0.2345
  -5.000   0.3992   0.07807   0.06887  -0.1125   0.6378   0.2362
  -4.750   0.4076   0.07682   0.06759  -0.1114   0.6292   0.2389
  -4.500   0.4151   0.07472   0.06537  -0.1117   0.6231   0.2424
  -4.250   0.3804   0.07398   0.06477  -0.1063   0.6137   0.2449
  -4.000   0.3313   0.07175   0.06259  -0.1017   0.6069   0.2477
  -3.750   0.2837   0.06906   0.05990  -0.0974   0.6014   0.2507
  -3.500   0.3173   0.06856   0.05933  -0.0973   0.5941   0.2531
  -3.250   0.2692   0.06870   0.05965  -0.0891   0.5844   0.2543
  -3.000   0.2559   0.06738   0.05833  -0.0861   0.5773   0.2570
  -2.750   0.2330   0.06378   0.05461  -0.0860   0.5725   0.2616
  -2.500   0.1152   0.05649   0.04699  -0.0833   0.5659   0.2690
  -2.250   0.0891   0.05715   0.04775  -0.0776   0.5543   0.2700
  -2.000   0.1237   0.05655   0.04714  -0.0773   0.5488   0.2727
  -1.750   0.1708   0.05523   0.04571  -0.0792   0.5449   0.2768
  -1.500   0.1112   0.05669   0.04731  -0.0716   0.5308   0.2776
  -1.250   0.1345   0.05472   0.04513  -0.0734   0.5250   0.2832
  -1.000   0.1758   0.05124   0.04120  -0.0787   0.5212   0.2908
  -0.750   0.1501   0.05316   0.04323  -0.0742   0.5094   0.2918
  -0.500   0.1645   0.05342   0.04353  -0.0726   0.5022   0.2945
  -0.250   0.2017   0.05235   0.04237  -0.0733   0.4982   0.2990
   0.000   0.2516   0.05035   0.04012  -0.0762   0.4952   0.3056
   0.250   0.1977   0.05429   0.04423  -0.0707   0.4798   0.3057
   0.500   0.2394   0.05249   0.04206  -0.0739   0.4757   0.3130
   0.750   0.2788   0.05152   0.04109  -0.0739   0.4726   0.3168
   1.250   0.2507   0.05632   0.04604  -0.0693   0.4529   0.3206
   1.500   0.2902   0.05518   0.04478  -0.0699   0.4501   0.3266
   1.750   0.3421   0.05328   0.04256  -0.0725   0.4479   0.3348
   2.250   0.3071   0.05951   0.04888  -0.0693   0.4283   0.3387
   2.500   0.3454   0.05837   0.04776  -0.0689   0.4264   0.3438
   3.000   0.3090   0.06607   0.05561  -0.0669   0.4070   0.3475
   3.250   0.3467   0.06501   0.05442  -0.0671   0.4052   0.3545
   4.250   0.2929   0.08210   0.07155  -0.0681   0.3705   0.3646
   4.500   0.3155   0.08242   0.07195  -0.0676   0.3677   0.3695
   4.750   0.3431   0.08234   0.07187  -0.0672   0.3657   0.3758
   5.750   0.3712   0.09228   0.08173  -0.0688   0.3460   0.3959
   6.250   0.3391   0.10261   0.09227  -0.0706   0.3316   0.4000
   6.500   0.3609   0.10350   0.09317  -0.0705   0.3291   0.4075
   6.750   0.3890   0.10388   0.09345  -0.0706   0.3273   0.4173
   7.000   0.3517   0.11171   0.10143  -0.0726   0.3185   0.4164
   7.250   0.3637   0.11413   0.10375  -0.0735   0.3148   0.4238
   7.500   0.3815   0.11547   0.10517  -0.0734   0.3122   0.4310
   7.750   0.4055   0.11624   0.10596  -0.0733   0.3102   0.4411
   8.000   0.3874   0.12198   0.11177  -0.0750   0.3042   0.4440
   8.250   0.3904   0.12534   0.11513  -0.0762   0.3000   0.4514
   8.500   0.4046   0.12736   0.11716  -0.0767   0.2970   0.4605
   8.750   0.4242   0.12863   0.11848  -0.0767   0.2946   0.4716
   9.000   0.4503   0.12948   0.11925  -0.0769   0.2929   0.4871
   9.250   0.4271   0.13577   0.12563  -0.0793   0.2871   0.4893
   9.500   0.4322   0.13858   0.12856  -0.0800   0.2835   0.4977
<< Back to FX 69-PR-281 (fx69pr281-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 69-PR-281 (fx69pr281-il)