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-150B AIRFOIL (fx72150b-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 72-MS-150B AIRFOIL (fx72150b-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.07 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx72150b-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx72150b-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: WORTMANN FX 72-MS-150B 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.000   0.0883   0.15509   0.14780  -0.1262   0.8949   0.0585
 -13.750   0.0982   0.15352   0.14619  -0.1296   0.8903   0.0592
 -13.500   0.1008   0.15296   0.14563  -0.1312   0.8832   0.0594
 -13.250   0.1186   0.14723   0.13989  -0.1321   0.8776   0.0604
 -13.000   0.1349   0.14334   0.13594  -0.1341   0.8733   0.0619
 -12.750   0.1437   0.14096   0.13354  -0.1349   0.8669   0.0636
 -12.500   0.1514   0.13887   0.13143  -0.1357   0.8603   0.0657
 -12.250   0.1606   0.13693   0.12945  -0.1379   0.8557   0.0682
 -12.000   0.1601   0.13676   0.12930  -0.1386   0.8485   0.0694
 -11.750   0.1571   0.13734   0.12990  -0.1397   0.8418   0.0699
 -11.500   0.1783   0.13129   0.12381  -0.1408   0.8382   0.0713
 -11.250   0.1885   0.12827   0.12078  -0.1406   0.8322   0.0731
 -11.000   0.1952   0.12626   0.11877  -0.1407   0.8260   0.0748
 -10.750   0.2053   0.12391   0.11637  -0.1420   0.8216   0.0771
 -10.500   0.2093   0.12253   0.11500  -0.1423   0.8158   0.0791
 -10.250   0.2080   0.12207   0.11457  -0.1422   0.8088   0.0809
 -10.000   0.2076   0.12200   0.11449  -0.1437   0.8041   0.0821
  -9.750   0.1975   0.12294   0.11550  -0.1428   0.7962   0.0825
  -9.500   0.2024   0.12052   0.11311  -0.1427   0.7909   0.0831
  -9.250   0.2299   0.11410   0.10661  -0.1429   0.7882   0.0857
  -9.000   0.2360   0.11220   0.10470  -0.1424   0.7832   0.0878
  -8.750   0.2331   0.11148   0.10403  -0.1405   0.7759   0.0897
  -8.500   0.2387   0.10978   0.10231  -0.1409   0.7720   0.0926
  -8.250   0.2281   0.11011   0.10272  -0.1384   0.7645   0.0945
  -8.000   0.2185   0.11054   0.10320  -0.1372   0.7585   0.0961
  -7.750   0.2030   0.11160   0.10433  -0.1353   0.7523   0.0969
  -7.500   0.1814   0.11301   0.10584  -0.1314   0.7445   0.0972
  -7.250   0.1715   0.11307   0.10593  -0.1308   0.7407   0.0975
  -7.000   0.2251   0.10383   0.09656  -0.1324   0.7406   0.1032
  -6.750   0.1896   0.10649   0.09939  -0.1244   0.7305   0.1026
  -6.500   0.1911   0.10512   0.09802  -0.1232   0.7272   0.1064
  -6.250   0.1531   0.10782   0.10089  -0.1148   0.7185   0.1053
  -6.000   0.1346   0.10830   0.10145  -0.1103   0.7129   0.1072
  -5.750   0.1250   0.10785   0.10102  -0.1088   0.7097   0.1107
  -5.500   0.0747   0.11166   0.10503  -0.0975   0.6988   0.1069
  -5.250   0.0651   0.11128   0.10469  -0.0967   0.6951   0.1107
  -5.000   0.0442   0.11222   0.10571  -0.0936   0.6902   0.1116
  -4.750   0.0148   0.11398   0.10760  -0.0883   0.6838   0.1115
  -4.500   0.0102   0.11426   0.10789  -0.0958   0.6797   0.1136
  -4.250   0.0176   0.11017   0.10383  -0.0899   0.6782   0.1160
  -4.000   0.0001   0.11048   0.10421  -0.0851   0.6732   0.1176
  -3.750  -0.0135   0.11060   0.10439  -0.0822   0.6686   0.1191
  -3.500  -0.0130   0.10943   0.10323  -0.0818   0.6657   0.1233
  -3.250   0.0099   0.10710   0.10086  -0.0944   0.6631   0.1317
  -3.000   0.0145   0.10446   0.09823  -0.0898   0.6615   0.1343
  -2.750   0.0073   0.10416   0.09797  -0.0877   0.6576   0.1365
  -1.750   0.1825   0.08624   0.07923  -0.1351   0.6471   0.0712
  -1.500   0.2264   0.08295   0.07575  -0.1417   0.6456   0.0645
  -1.250   0.3382   0.07627   0.06817  -0.1653   0.6447   0.0604
  -0.750   0.4071   0.07518   0.06620  -0.1768   0.6381   0.0592
  -0.500   0.4426   0.07464   0.06528  -0.1811   0.6356   0.0590
  -0.250   0.4816   0.07406   0.06423  -0.1852   0.6334   0.0590
   0.000   0.5176   0.07357   0.06341  -0.1881   0.6314   0.0608
   0.250   0.5526   0.07332   0.06291  -0.1904   0.6297   0.0647
   0.500   0.5905   0.07296   0.06215  -0.1925   0.6283   0.0676
   0.750   0.5888   0.07535   0.06444  -0.1912   0.6239   0.0684
   1.000   0.6026   0.07675   0.06569  -0.1911   0.6210   0.0708
   1.250   0.6216   0.07785   0.06675  -0.1915   0.6186   0.0759
   1.500   0.6453   0.07869   0.06736  -0.1918   0.6164   0.0815
   1.750   0.6738   0.07926   0.06783  -0.1928   0.6144   0.0905
   2.000   0.7065   0.07977   0.06820  -0.1942   0.6128   0.1051
   2.250   0.7168   0.08185   0.07028  -0.1942   0.6093   0.1205
   2.500   0.7272   0.08408   0.07265  -0.1946   0.6060   0.1527
   2.750   0.7462   0.08529   0.07525  -0.1951   0.6033   0.5810
   3.000   0.7556   0.08628   0.07644  -0.1921   0.6006   0.7089
   3.250   0.7608   0.08590   0.07642  -0.1875   0.5984   0.8463
   3.500   0.7857   0.08659   0.07687  -0.1877   0.5964   1.0000
   3.750   0.7847   0.08958   0.07978  -0.1870   0.5909   1.0000
   4.000   0.7992   0.09160   0.08161  -0.1872   0.5865   1.0000
   4.250   0.8220   0.09314   0.08292  -0.1878   0.5835   1.0000
   4.500   0.8493   0.09440   0.08395  -0.1887   0.5812   1.0000
   4.750   0.8652   0.09637   0.08578  -0.1888   0.5780   1.0000
   5.000   0.8633   0.09942   0.08881  -0.1879   0.5729   1.0000
   5.250   0.8796   0.10126   0.09053  -0.1880   0.5692   1.0000
   5.500   0.9035   0.10264   0.09177  -0.1884   0.5664   1.0000
   5.750   0.9312   0.10378   0.09275  -0.1889   0.5643   1.0000
   6.000   0.9213   0.10724   0.09627  -0.1876   0.5580   1.0000
   6.250   0.9345   0.10925   0.09822  -0.1874   0.5539   1.0000
   6.500   0.9569   0.11066   0.09953  -0.1876   0.5508   1.0000
   6.750   0.9846   0.11179   0.10056  -0.1881   0.5486   1.0000
   7.000   0.9748   0.11506   0.10391  -0.1868   0.5407   1.0000
   7.250   0.9922   0.11668   0.10548  -0.1867   0.5364   1.0000
   7.500   1.0178   0.11779   0.10652  -0.1870   0.5335   1.0000
   7.750   1.0192   0.12043   0.10920  -0.1863   0.5269   1.0000
   8.000   1.0303   0.12244   0.11124  -0.1860   0.5216   1.0000
   8.250   1.0517   0.12383   0.11260  -0.1861   0.5184   1.0000
   8.500   1.0785   0.12490   0.11365  -0.1863   0.5162   1.0000
   8.750   1.0675   0.12836   0.11720  -0.1854   0.5072   1.0000
   9.000   1.0877   0.12974   0.11859  -0.1855   0.5034   1.0000
   9.250   1.1133   0.13082   0.11969  -0.1856   0.5010   1.0000
   9.500   1.1039   0.13427   0.12324  -0.1850   0.4922   1.0000
   9.750   1.1239   0.13558   0.12459  -0.1850   0.4883   1.0000
  10.000   1.1507   0.13643   0.12545  -0.1851   0.4857   1.0000
  10.250   1.1409   0.13991   0.12904  -0.1847   0.4762   1.0000
  10.500   1.1624   0.14103   0.13024  -0.1847   0.4723   1.0000
  11.000   1.1791   0.14529   0.13466  -0.1845   0.4596   1.0000
  11.250   1.2023   0.14619   0.13562  -0.1845   0.4562   1.0000
  11.500   1.2014   0.14910   0.13863  -0.1845   0.4480   1.0000
  11.750   1.2189   0.15041   0.14006  -0.1845   0.4432   1.0000
  12.000   1.2448   0.15096   0.14070  -0.1844   0.4404   1.0000
  12.500   1.2619   0.15503   0.14499  -0.1845   0.4272   1.0000
  12.750   1.2598   0.15808   0.14818  -0.1849   0.4181   1.0000
  13.000   1.2798   0.15896   0.14918  -0.1847   0.4138   1.0000
<< Back to WORTMANN FX 72-MS-150B AIRFOIL (fx72150b-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WORTMANN FX 72-MS-150B AIRFOIL (fx72150b-il)