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=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
<< 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)