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 74-080 (fx74080-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 74-080 (fx74080-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 24.7 at α=7.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx74080-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx74080-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: WORTMANN FX 74-080                              
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.000  -0.4049   0.11425   0.10837  -0.0293   1.0000   0.1286
  -7.750  -0.4222   0.11407   0.10830  -0.0274   1.0000   0.1297
  -7.500  -0.4421   0.11400   0.10835  -0.0253   1.0000   0.1302
  -7.250  -0.4281   0.10848   0.10283  -0.0230   1.0000   0.1370
  -7.000  -0.4401   0.10729   0.10172  -0.0209   1.0000   0.1399
  -6.750  -0.4563   0.10648   0.10101  -0.0203   1.0000   0.1427
  -6.500  -0.4721   0.10579   0.10041  -0.0231   1.0000   0.1442
  -6.250  -0.4622   0.10082   0.09535  -0.0177   1.0000   0.1523
  -6.000  -0.4728   0.09949   0.09419  -0.0208   1.0000   0.1572
  -5.750  -0.4695   0.09559   0.09024  -0.0175   1.0000   0.1635
  -5.500  -0.4732   0.09385   0.08849  -0.0217   1.0000   0.1710
  -5.250  -0.4700   0.08992   0.08462  -0.0179   1.0000   0.1803
  -4.500  -0.4593   0.08066   0.07540  -0.0196   1.0000   0.2163
  -4.250  -0.4518   0.07786   0.07256  -0.0214   1.0000   0.2385
  -4.000  -0.4472   0.07439   0.06914  -0.0188   1.0000   0.2579
  -3.750  -0.4406   0.07147   0.06623  -0.0178   1.0000   0.2847
  -3.500  -0.4350   0.06869   0.06348  -0.0164   1.0000   0.3230
  -3.250  -0.4351   0.06606   0.06095  -0.0107   1.0000   0.3660
  -2.500  -0.4591   0.06007   0.05534   0.0184   1.0000   0.5469
  -2.250  -0.4704   0.05815   0.05355   0.0314   1.0000   0.6159
  -2.000  -0.4759   0.05605   0.05155   0.0435   1.0000   0.6840
  -1.750  -0.1629   0.04232   0.03386  -0.0582   1.0000   0.1712
  -1.500  -0.1282   0.03932   0.03031  -0.0591   1.0000   0.1378
  -1.250  -0.0961   0.03734   0.02764  -0.0595   1.0000   0.1206
  -1.000  -0.0674   0.03574   0.02551  -0.0592   1.0000   0.1130
  -0.750  -0.0405   0.03438   0.02371  -0.0588   1.0000   0.1092
  -0.500  -0.0156   0.03340   0.02238  -0.0582   1.0000   0.1124
  -0.250   0.0082   0.03260   0.02137  -0.0575   1.0000   0.1249
   0.000   0.0355   0.03191   0.02039  -0.0569   1.0000   0.1346
   0.250   0.0637   0.03129   0.01963  -0.0567   1.0000   0.1590
   0.500   0.0943   0.02788   0.01855  -0.0560   1.0000   1.0000
   0.750   0.1157   0.02851   0.01841  -0.0553   1.0000   1.0000
   1.000   0.1361   0.02916   0.01865  -0.0550   1.0000   1.0000
   1.250   0.1563   0.02984   0.01901  -0.0547   1.0000   1.0000
   1.500   0.1761   0.03055   0.01946  -0.0545   1.0000   1.0000
   1.750   0.1959   0.03129   0.01998  -0.0542   1.0000   1.0000
   2.000   0.2152   0.03207   0.02057  -0.0540   1.0000   1.0000
   2.250   0.2344   0.03287   0.02119  -0.0538   1.0000   1.0000
   2.500   0.2533   0.03371   0.02190  -0.0536   1.0000   1.0000
   2.750   0.2721   0.03458   0.02267  -0.0534   1.0000   1.0000
   3.000   0.2906   0.03549   0.02350  -0.0533   1.0000   1.0000
   3.250   0.3088   0.03643   0.02440  -0.0531   1.0000   1.0000
   3.500   0.3269   0.03741   0.02535  -0.0530   1.0000   1.0000
   3.750   0.3446   0.03844   0.02637  -0.0529   1.0000   1.0000
   4.000   0.3621   0.03951   0.02748  -0.0528   1.0000   1.0000
   4.250   0.3794   0.04062   0.02862  -0.0528   1.0000   1.0000
   4.500   0.3963   0.04179   0.02983  -0.0527   1.0000   1.0000
   4.750   0.4130   0.04300   0.03110  -0.0527   1.0000   1.0000
   5.000   0.4292   0.04428   0.03247  -0.0528   1.0000   1.0000
   5.250   0.4452   0.04562   0.03390  -0.0528   1.0000   1.0000
   5.500   0.4608   0.04702   0.03542  -0.0529   1.0000   1.0000
   5.750   0.4760   0.04850   0.03713  -0.0531   1.0000   1.0000
   6.000   0.4908   0.05006   0.03885  -0.0532   1.0000   1.0000
   6.250   0.5051   0.05171   0.04067  -0.0535   1.0000   1.0000
   6.500   0.5189   0.05345   0.04259  -0.0538   1.0000   1.0000
   6.750   0.5395   0.05572   0.04511  -0.0556   0.9971   1.0000
   7.000   0.5897   0.05955   0.04942  -0.0635   0.9672   1.0000
   7.250   1.0860   0.04396   0.03215  -0.0744   0.0742   1.0000
   7.500   1.1174   0.04650   0.03551  -0.0728   0.0784   1.0000
   7.750   1.1527   0.05125   0.04075  -0.0726   0.0844   1.0000
   8.000   1.1724   0.05469   0.04499  -0.0697   0.0924   1.0000
   8.250   1.1927   0.05911   0.04996  -0.0676   0.1021   1.0000
   8.500   1.2065   0.06376   0.05523  -0.0648   0.1143   1.0000
   8.750   1.2065   0.06765   0.05990  -0.0609   0.1290   1.0000
   9.000   1.2178   0.07385   0.06663  -0.0590   0.1523   1.0000
   9.250   1.1934   0.07729   0.07072  -0.0546   0.1678   1.0000
   9.500   1.1882   0.08504   0.07894  -0.0544   0.2042   1.0000
   9.750   1.1519   0.08802   0.08210  -0.0507   0.2051   1.0000
  10.000   1.1193   0.09188   0.08604  -0.0484   0.2053   1.0000
  10.250   1.0867   0.09675   0.09096  -0.0479   0.2054   1.0000
  10.500   1.0545   0.10255   0.09678  -0.0493   0.2054   1.0000
  10.750   1.0227   0.10935   0.10355  -0.0524   0.2055   1.0000
  11.000   0.9903   0.11743   0.11156  -0.0579   0.2062   1.0000
  11.250   0.9553   0.12811   0.12210  -0.0668   0.2271   1.0000
<< Back to WORTMANN FX 74-080 (fx74080-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WORTMANN FX 74-080 (fx74080-il)