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

WORTMANN FX 72-MS-150A AIRFOIL (fx72150a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 72-MS-150A AIRFOIL (fx72150a-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.98 at α=8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx72150a-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx72150a-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: WORTMANN FX 72-MS-150A 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750  -0.1816   0.17307   0.16721  -0.0652   0.9537   0.1051
 -11.500  -0.1897   0.17419   0.16838  -0.0661   0.9472   0.1063
 -11.250  -0.1978   0.17642   0.17066  -0.0692   0.9423   0.1069
 -11.000  -0.1512   0.16473   0.15888  -0.0718   0.9383   0.1110
 -10.750  -0.1538   0.16339   0.15758  -0.0700   0.9318   0.1136
 -10.500  -0.1472   0.16153   0.15572  -0.0714   0.9269   0.1168
 -10.250  -0.1398   0.16023   0.15440  -0.0746   0.9232   0.1205
 -10.000  -0.1558   0.16164   0.15589  -0.0730   0.9182   0.1219
  -9.750  -0.1741   0.16340   0.15772  -0.0714   0.9138   0.1225
  -9.500  -0.1924   0.16534   0.15973  -0.0706   0.9108   0.1230
  -9.250  -0.1497   0.15530   0.14962  -0.0720   0.9071   0.1271
  -9.000  -0.1362   0.15270   0.14699  -0.0737   0.9045   0.1314
  -8.750  -0.3767   0.17266   0.16776  -0.0175   1.0000   0.1157
  -8.500  -0.3812   0.17147   0.16659  -0.0170   1.0000   0.1182
  -8.250  -0.3898   0.17093   0.16610  -0.0169   1.0000   0.1206
  -8.000  -0.4038   0.17144   0.16666  -0.0169   1.0000   0.1220
  -7.750  -0.4212   0.17234   0.16761  -0.0169   1.0000   0.1227
  -7.500  -0.4409   0.17335   0.16868  -0.0168   1.0000   0.1230
  -7.250  -0.4063   0.16383   0.15914  -0.0145   1.0000   0.1266
  -7.000  -0.4047   0.16148   0.15680  -0.0134   1.0000   0.1297
  -6.750  -0.4080   0.15985   0.15519  -0.0126   1.0000   0.1326
  -6.500  -0.4155   0.15865   0.15402  -0.0119   1.0000   0.1357
  -6.250  -0.4298   0.15834   0.15375  -0.0115   1.0000   0.1382
  -6.000  -0.4521   0.15889   0.15437  -0.0107   1.0000   0.1394
  -5.750  -0.4756   0.15935   0.15490  -0.0095   1.0000   0.1399
  -5.500  -0.4517   0.15260   0.14814  -0.0086   1.0000   0.1431
  -5.250  -0.4430   0.14960   0.14513  -0.0076   0.9994   0.1474
  -5.000  -0.4405   0.14812   0.14366  -0.0091   0.9948   0.1523
  -4.750  -0.4537   0.14789   0.14346  -0.0110   0.9895   0.1563
  -4.500  -0.4532   0.14674   0.14234  -0.0185   0.9832   0.1589
  -4.250  -0.4381   0.14202   0.13760  -0.0131   0.9798   0.1634
  -4.000  -0.4292   0.13984   0.13540  -0.0149   0.9731   0.1707
  -3.750  -0.4288   0.13907   0.13464  -0.0274   0.9669   0.1769
  -3.500  -0.4215   0.13482   0.13040  -0.0196   0.9621   0.1808
  -3.250  -0.3964   0.13415   0.12967  -0.0365   0.9558   0.1951
  -3.000  -0.4021   0.13001   0.12559  -0.0272   0.9521   0.1974
  -2.750  -0.3764   0.12824   0.12372  -0.0393   0.9440   0.2135
  -2.500  -0.3734   0.12507   0.12060  -0.0312   0.9403   0.2174
  -2.250  -0.3582   0.12254   0.11805  -0.0383   0.9349   0.2331
  -2.000  -0.3388   0.12024   0.11572  -0.0426   0.9280   0.2508
  -1.750  -0.3374   0.11801   0.11353  -0.0347   0.9240   0.2582
  -1.500  -0.3112   0.11641   0.11188  -0.0431   0.9208   0.2873
  -1.250  -0.3173   0.11365   0.10916  -0.0358   0.9144   0.2942
  -1.000  -0.2971   0.11186   0.10736  -0.0388   0.9088   0.3247
  -0.750  -0.2771   0.11099   0.10648  -0.0395   0.9052   0.3588
  -0.500  -0.2776   0.10892   0.10445  -0.0353   0.9009   0.3784
  -0.250  -0.2684   0.10722   0.10277  -0.0336   0.8938   0.4112
   0.000  -0.2572   0.10600   0.10156  -0.0306   0.8893   0.4467
   0.250   0.0635   0.09252   0.08629  -0.1304   0.8881   0.2327
   0.500   0.1801   0.08934   0.08131  -0.1517   0.8870   0.1395
   0.750   0.1962   0.08777   0.07967  -0.1520   0.8810   0.1352
   1.000   0.2345   0.08763   0.07908  -0.1556   0.8748   0.1309
   1.250   0.2770   0.08849   0.07944  -0.1594   0.8711   0.1294
   1.500   0.3200   0.09028   0.08079  -0.1629   0.8687   0.1291
   1.750   0.3268   0.08948   0.07986  -0.1610   0.8608   0.1292
   2.000   0.3573   0.09046   0.08063  -0.1624   0.8553   0.1325
   2.250   0.3934   0.09232   0.08224  -0.1644   0.8519   0.1429
   2.500   0.4332   0.09520   0.08504  -0.1673   0.8499   0.1636
   2.750   0.4322   0.09386   0.08371  -0.1645   0.8398   0.1776
   3.000   0.4681   0.09472   0.08658  -0.1659   0.8365   0.6551
   3.250   0.4670   0.09437   0.08670  -0.1577   0.8329   1.0000
   3.500   0.4729   0.09491   0.08696  -0.1565   0.8258   1.0000
   3.750   0.4999   0.09708   0.08874  -0.1583   0.8186   1.0000
   4.000   0.5373   0.10083   0.09209  -0.1617   0.8148   1.0000
   4.250   0.5388   0.10116   0.09232  -0.1601   0.8068   1.0000
   4.500   0.5650   0.10355   0.09445  -0.1618   0.8003   1.0000
   4.750   0.6012   0.10757   0.09818  -0.1649   0.7968   1.0000
   5.000   0.5984   0.10751   0.09808  -0.1627   0.7873   1.0000
   5.250   0.6268   0.11035   0.10071  -0.1645   0.7816   1.0000
   5.500   0.6507   0.11366   0.10385  -0.1660   0.7780   1.0000
   5.750   0.6554   0.11410   0.10425  -0.1647   0.7678   1.0000
   6.000   0.6870   0.11771   0.10769  -0.1669   0.7635   1.0000
   6.250   0.6869   0.11843   0.10840  -0.1654   0.7552   1.0000
   6.500   0.7125   0.12124   0.11109  -0.1667   0.7490   1.0000
   6.750   0.7275   0.12388   0.11367  -0.1671   0.7447   1.0000
   7.000   0.7375   0.12519   0.11496  -0.1667   0.7353   1.0000
   7.250   0.7690   0.12914   0.11881  -0.1687   0.7311   1.0000
   7.500   0.7648   0.12964   0.11935  -0.1671   0.7223   1.0000
   7.750   0.7890   0.13258   0.12223  -0.1682   0.7161   1.0000
   8.000   0.8050   0.13564   0.12528  -0.1688   0.7117   1.0000
   8.250   0.8119   0.13673   0.12639  -0.1683   0.7017   1.0000
   8.500   0.8427   0.14095   0.13058  -0.1701   0.6974   1.0000
   8.750   0.8370   0.14134   0.13102  -0.1687   0.6881   1.0000
   9.000   0.8624   0.14466   0.13434  -0.1700   0.6820   1.0000
   9.250   0.8663   0.14655   0.13628  -0.1697   0.6758   1.0000
   9.500   0.8823   0.14880   0.13856  -0.1701   0.6671   1.0000
   9.750   0.9156   0.15402   0.14379  -0.1721   0.6632   1.0000
  10.000   0.9039   0.15339   0.14324  -0.1707   0.6529   1.0000
  10.250   0.9316   0.15741   0.14729  -0.1721   0.6472   1.0000
  10.500   0.9287   0.15845   0.14843  -0.1716   0.6393   1.0000
  10.750   0.9498   0.16150   0.15153  -0.1725   0.6318   1.0000
  11.000   0.9578   0.16411   0.15421  -0.1729   0.6262   1.0000
  11.250   0.9696   0.16606   0.15623  -0.1733   0.6167   1.0000
  11.500   0.9988   0.17145   0.16169  -0.1749   0.6123   1.0000
  11.750   0.9902   0.17090   0.16126  -0.1744   0.6018   1.0000
  12.000   1.0201   0.17598   0.16643  -0.1759   0.5964   1.0000
<< Back to WORTMANN FX 72-MS-150A AIRFOIL (fx72150a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WORTMANN FX 72-MS-150A AIRFOIL (fx72150a-il)