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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 72-MS-150A AIRFOIL (fx72150a-il)