WORTMANN FX 72-MS-150A AIRFOIL (fx72150a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 72-MS-150A AIRFOIL (fx72150a-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.36 at α=1.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx72150a-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx72150a-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 0.0445 0.14113 0.13394 -0.1168 0.8985 0.0785
-12.250 0.0473 0.14051 0.13332 -0.1199 0.8914 0.0794
-12.000 0.0602 0.13727 0.13006 -0.1229 0.8867 0.0800
-11.750 0.0791 0.13200 0.12475 -0.1227 0.8790 0.0819
-11.500 0.0929 0.12883 0.12153 -0.1241 0.8728 0.0841
-11.250 0.1066 0.12592 0.11856 -0.1264 0.8681 0.0867
-11.000 0.1095 0.12446 0.11712 -0.1267 0.8592 0.0889
-10.750 0.1116 0.12356 0.11620 -0.1288 0.8529 0.0913
-10.500 0.1077 0.12362 0.11628 -0.1303 0.8456 0.0921
-10.250 0.1057 0.12289 0.11560 -0.1313 0.8379 0.0925
-10.000 0.1376 0.11559 0.10819 -0.1310 0.8344 0.0951
-9.750 0.1474 0.11312 0.10570 -0.1311 0.8282 0.0976
-9.500 0.1521 0.11140 0.10399 -0.1310 0.8209 0.1002
-9.250 0.1581 0.10964 0.10220 -0.1324 0.8158 0.1037
-9.000 0.1502 0.10990 0.10253 -0.1328 0.8078 0.1060
-8.750 0.1400 0.11036 0.10303 -0.1338 0.8004 0.1069
-8.500 0.1642 0.10487 0.09749 -0.1340 0.7975 0.1087
-8.250 0.1734 0.10246 0.09508 -0.1326 0.7910 0.1112
-8.000 0.1789 0.10068 0.09331 -0.1321 0.7849 0.1141
-7.750 0.1847 0.09890 0.09151 -0.1327 0.7805 0.1181
-7.500 0.1663 0.09992 0.09265 -0.1309 0.7718 0.1216
-7.250 0.1472 0.10082 0.09363 -0.1302 0.7650 0.1228
-7.000 0.1243 0.10194 0.09486 -0.1272 0.7566 0.1231
-6.750 0.1702 0.09495 0.08776 -0.1267 0.7551 0.1285
-6.500 0.1705 0.09370 0.08653 -0.1254 0.7501 0.1338
-6.250 0.1524 0.09417 0.08708 -0.1230 0.7442 0.1378
-6.000 0.1204 0.09619 0.08924 -0.1196 0.7354 0.1394
-5.750 0.1269 0.09340 0.08647 -0.1193 0.7323 0.1420
-5.250 0.1051 0.09285 0.08606 -0.1099 0.7199 0.1464
-5.000 0.1072 0.09137 0.08458 -0.1096 0.7162 0.1517
-3.500 0.0902 0.07843 0.07145 -0.1242 0.6839 0.0682
-3.250 0.1352 0.07239 0.06509 -0.1350 0.6821 0.0602
-3.000 0.1732 0.06877 0.06125 -0.1407 0.6806 0.0575
-2.750 0.1657 0.06935 0.06180 -0.1400 0.6735 0.0567
-2.500 0.2141 0.06546 0.05739 -0.1498 0.6709 0.0536
-2.250 0.2712 0.06186 0.05298 -0.1593 0.6690 0.0515
-2.000 0.3139 0.05981 0.05046 -0.1642 0.6671 0.0511
-1.750 0.3578 0.05797 0.04808 -0.1685 0.6654 0.0510
-1.500 0.4007 0.05645 0.04602 -0.1719 0.6640 0.0522
-1.250 0.4039 0.05781 0.04737 -0.1708 0.6588 0.0534
-1.000 0.4177 0.05851 0.04792 -0.1706 0.6548 0.0554
-0.750 0.4428 0.05846 0.04756 -0.1712 0.6520 0.0576
-0.500 0.4712 0.05821 0.04701 -0.1716 0.6497 0.0592
-0.250 0.5008 0.05787 0.04655 -0.1721 0.6479 0.0616
0.250 0.5272 0.06019 0.04865 -0.1709 0.6413 0.0691
0.500 0.5409 0.06144 0.04990 -0.1708 0.6378 0.0749
0.750 0.5652 0.06212 0.05050 -0.1715 0.6350 0.0860
1.000 0.5971 0.06246 0.05080 -0.1733 0.6327 0.1102
1.250 0.6368 0.06197 0.05182 -0.1763 0.6311 0.5362
1.500 0.6473 0.06249 0.05265 -0.1716 0.6295 0.6931
1.750 0.6320 0.06521 0.05554 -0.1677 0.6246 0.7354
2.000 0.6303 0.06642 0.05688 -0.1639 0.6214 0.7957
2.250 0.6452 0.06749 0.05782 -0.1630 0.6185 0.8195
2.500 0.6658 0.06828 0.05847 -0.1627 0.6160 0.8444
2.750 0.6864 0.06866 0.05876 -0.1621 0.6138 0.9464
3.000 0.7025 0.07063 0.06056 -0.1627 0.6108 1.0000
3.250 0.7045 0.07336 0.06322 -0.1623 0.6058 1.0000
3.500 0.7243 0.07500 0.06467 -0.1630 0.6020 1.0000
3.750 0.7508 0.07621 0.06568 -0.1639 0.5991 1.0000
4.000 0.7805 0.07726 0.06652 -0.1650 0.5969 1.0000
4.250 0.7832 0.07984 0.06905 -0.1643 0.5916 1.0000
4.500 0.7935 0.08195 0.07108 -0.1641 0.5869 1.0000
4.750 0.8148 0.08339 0.07239 -0.1644 0.5836 1.0000
5.000 0.8408 0.08454 0.07341 -0.1650 0.5811 1.0000
5.250 0.8689 0.08562 0.07436 -0.1656 0.5793 1.0000
5.500 0.8548 0.08931 0.07812 -0.1640 0.5720 1.0000
5.750 0.8723 0.09093 0.07967 -0.1640 0.5680 1.0000
6.000 0.8968 0.09211 0.08077 -0.1643 0.5651 1.0000
6.250 0.9248 0.09312 0.08171 -0.1647 0.5631 1.0000
6.500 0.9115 0.09674 0.08541 -0.1633 0.5548 1.0000
6.750 0.9314 0.09814 0.08677 -0.1632 0.5507 1.0000
7.000 0.9586 0.09906 0.08764 -0.1635 0.5479 1.0000
7.250 0.9550 0.10204 0.09068 -0.1625 0.5402 1.0000
7.500 0.9706 0.10371 0.09237 -0.1623 0.5352 1.0000
7.750 0.9953 0.10478 0.09342 -0.1624 0.5320 1.0000
8.000 0.9984 0.10735 0.09604 -0.1618 0.5253 1.0000
8.250 1.0085 0.10944 0.09818 -0.1615 0.5196 1.0000
8.500 1.0312 0.11066 0.09942 -0.1615 0.5161 1.0000
9.000 1.0467 0.11512 0.10403 -0.1607 0.5034 1.0000
9.250 1.0707 0.11617 0.10511 -0.1607 0.5000 1.0000
9.500 1.0698 0.11906 0.10809 -0.1602 0.4919 1.0000
9.750 1.0868 0.12051 0.10961 -0.1600 0.4865 1.0000
10.000 1.1135 0.12120 0.11039 -0.1600 0.4834 1.0000
10.250 1.1063 0.12459 0.11389 -0.1595 0.4734 1.0000
10.500 1.1290 0.12552 0.11489 -0.1594 0.4691 1.0000
11.000 1.1469 0.12968 0.11925 -0.1590 0.4552 1.0000
11.250 1.1731 0.13014 0.11984 -0.1588 0.4519 1.0000
11.500 1.1674 0.13358 0.12340 -0.1587 0.4415 1.0000
11.750 1.1921 0.13405 0.12398 -0.1585 0.4377 1.0000
12.000 1.1892 0.13731 0.12736 -0.1585 0.4279 1.0000
12.250 1.2125 0.13782 0.12803 -0.1582 0.4236 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 72-MS-150A AIRFOIL (fx72150a-il)