Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

FX 76-MP-160 (fx76mp160-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 76-MP-160 (fx76mp160-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 44.36 at α=10.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx76mp160-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-fx76mp160-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 76-MP-160                                    
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.000  -0.2262   0.11049   0.10600  -0.0632   0.9122   0.1469
  -6.750  -0.2444   0.10895   0.10450  -0.0639   0.9101   0.1510
  -6.500  -0.3332   0.11379   0.10962  -0.0434   0.9437   0.1441
  -6.250  -0.3216   0.11033   0.10612  -0.0484   0.9270   0.1504
  -6.000  -0.4556   0.11434   0.11048  -0.0246   0.9765   0.1419
  -5.750  -0.4297   0.11231   0.10842  -0.0254   0.9711   0.1455
  -5.500  -0.4569   0.10350   0.09952  -0.0453   0.9588   0.1531
  -5.250  -0.4416   0.10260   0.09871  -0.0387   0.9542   0.1543
  -5.000  -0.4223   0.10098   0.09708  -0.0366   0.9451   0.1571
  -4.750  -0.3923   0.06280   0.05726  -0.0819   0.9435   0.0972
  -4.500  -0.3458   0.05519   0.04844  -0.0913   0.9415   0.0953
  -4.250  -0.3257   0.05219   0.04513  -0.0920   0.9322   0.0970
  -4.000  -0.2877   0.05210   0.04497  -0.0950   0.9274   0.1015
  -3.750  -0.2645   0.04997   0.04218  -0.0961   0.9209   0.1068
  -3.500  -0.2313   0.05004   0.04233  -0.0980   0.9129   0.1123
  -3.250  -0.1909   0.05017   0.04209  -0.1012   0.9091   0.1195
  -3.000  -0.1058   0.04857   0.04029  -0.1082   0.8535   0.1342
  -2.750  -0.0429   0.04760   0.03895  -0.1133   0.8400   0.1436
  -2.500  -0.0385   0.04724   0.03856  -0.1104   0.8292   0.1476
  -2.250   0.0223   0.04663   0.03778  -0.1149   0.8218   0.1592
  -2.000   0.0267   0.04645   0.03748  -0.1120   0.8106   0.1647
  -1.750   0.0767   0.04610   0.03708  -0.1150   0.8042   0.1803
  -1.500   0.0891   0.04606   0.03706  -0.1131   0.7925   0.1912
  -1.250   0.1298   0.04576   0.03686  -0.1150   0.7866   0.2112
  -1.000   0.1502   0.04600   0.03720  -0.1143   0.7786   0.2292
  -0.750   0.1708   0.04620   0.03740  -0.1137   0.7712   0.2507
  -0.500   0.2134   0.04605   0.03742  -0.1157   0.7667   0.2850
  -0.250   0.2229   0.04639   0.03789  -0.1137   0.7562   0.3074
   0.000   0.2532   0.04629   0.03800  -0.1141   0.7499   0.3477
   0.250   0.2968   0.04582   0.03797  -0.1160   0.7464   0.4335
   0.500   0.2982   0.04611   0.03886  -0.1130   0.7349   0.5290
   0.750   0.3152   0.04583   0.03930  -0.1085   0.7295   0.7706
   1.000   0.3415   0.04544   0.03893  -0.1052   0.7264   0.8634
   1.250   0.3341   0.04591   0.03950  -0.1005   0.7130   0.9127
   1.500   0.3851   0.04556   0.03900  -0.1038   0.7089   1.0000
   1.750   0.3940   0.04659   0.03993  -0.1026   0.6971   1.0000
   2.000   0.4333   0.04668   0.03983  -0.1043   0.6920   1.0000
   2.250   0.4803   0.04650   0.03948  -0.1066   0.6892   1.0000
   2.500   0.4807   0.04796   0.04089  -0.1046   0.6759   1.0000
   2.750   0.5217   0.04787   0.04067  -0.1062   0.6721   1.0000
   3.000   0.5705   0.04732   0.03998  -0.1084   0.6698   1.0000
   3.250   0.5696   0.04883   0.04146  -0.1062   0.6553   1.0000
   3.500   0.6167   0.04808   0.04060  -0.1080   0.6524   1.0000
   3.750   0.6203   0.04952   0.04201  -0.1062   0.6388   1.0000
   4.000   0.6626   0.04887   0.04128  -0.1074   0.6350   1.0000
   4.250   0.7086   0.04796   0.04028  -0.1089   0.6327   1.0000
   4.500   0.7063   0.04993   0.04224  -0.1067   0.6180   1.0000
   4.750   0.7475   0.04922   0.04148  -0.1078   0.6150   1.0000
   5.000   0.7928   0.04818   0.04040  -0.1091   0.6132   1.0000
   5.250   0.7897   0.05024   0.04246  -0.1068   0.5979   1.0000
   5.500   0.8349   0.04894   0.04112  -0.1079   0.5957   1.0000
   5.750   0.8822   0.04733   0.03948  -0.1091   0.5941   1.0000
   6.000   0.8788   0.04952   0.04168  -0.1067   0.5785   1.0000
   6.250   0.9250   0.04777   0.03991  -0.1076   0.5766   1.0000
   6.500   0.9729   0.04573   0.03786  -0.1085   0.5754   1.0000
   6.750   1.0220   0.04355   0.03567  -0.1096   0.5746   1.0000
   7.000   1.0131   0.04628   0.03843  -0.1068   0.5580   1.0000
   7.250   1.0624   0.04403   0.03618  -0.1078   0.5569   1.0000
   7.500   1.0930   0.04351   0.03568  -0.1077   0.5511   1.0000
   7.750   1.1642   0.03970   0.03188  -0.1106   0.5527   1.0000
   8.000   1.1665   0.04125   0.03346  -0.1082   0.5392   1.0000
   8.250   1.2375   0.03764   0.02983  -0.1113   0.5377   1.0000
   8.500   1.3264   0.03367   0.02581  -0.1170   0.5354   1.0000
   8.750   1.3107   0.03604   0.02825  -0.1124   0.5206   1.0000
   9.000   1.4048   0.03240   0.02448  -0.1191   0.5148   1.0000
   9.250   1.3893   0.03454   0.02671  -0.1142   0.5011   1.0000
   9.500   1.4332   0.03385   0.02595  -0.1158   0.4909   1.0000
   9.750   1.4553   0.03417   0.02627  -0.1150   0.4789   1.0000
  10.000   1.4654   0.03518   0.02731  -0.1131   0.4675   1.0000
  10.250   1.5179   0.03422   0.02621  -0.1157   0.4565   1.0000
  10.500   1.5056   0.03624   0.02835  -0.1114   0.4455   1.0000
  10.750   1.5643   0.03526   0.02719  -0.1148   0.4346   1.0000
  11.000   1.5402   0.03773   0.02985  -0.1092   0.4242   1.0000
  11.250   1.5828   0.03734   0.02933  -0.1108   0.4135   1.0000
  11.500   1.5686   0.03946   0.03160  -0.1064   0.4035   1.0000
  11.750   1.6054   0.03934   0.03138  -0.1074   0.3934   1.0000
  12.000   1.5947   0.04141   0.03359  -0.1036   0.3839   1.0000
  12.250   1.6360   0.04116   0.03320  -0.1050   0.3739   1.0000
  12.500   1.6157   0.04380   0.03606  -0.1006   0.3655   1.0000
  12.750   1.6655   0.04311   0.03517  -0.1027   0.3551   1.0000
  13.000   1.6348   0.04634   0.03869  -0.0975   0.3477   1.0000
  13.250   1.6599   0.04662   0.03891  -0.0972   0.3383   1.0000
  13.500   1.6544   0.04883   0.04125  -0.0946   0.3305   1.0000
  13.750   1.6605   0.05026   0.04274  -0.0929   0.3219   1.0000
  14.000   1.6808   0.05105   0.04351  -0.0925   0.3134   1.0000
  14.250   1.6623   0.05417   0.04685  -0.0892   0.3060   1.0000
  14.500   1.7093   0.05323   0.04568  -0.0906   0.2961   1.0000
  14.750   1.6726   0.05761   0.05041  -0.0863   0.2902   1.0000
  15.000   1.6796   0.05907   0.05191  -0.0851   0.2821   1.0000
  15.250   1.6887   0.06058   0.05344  -0.0840   0.2744   1.0000
  15.500   1.6692   0.06425   0.05732  -0.0816   0.2674   1.0000
  15.750   1.7125   0.06302   0.05587  -0.0823   0.2580   1.0000
  16.000   1.6727   0.06858   0.06179  -0.0793   0.2527   1.0000
  16.250   1.6720   0.07093   0.06421  -0.0782   0.2453   1.0000
  16.500   1.6930   0.07157   0.06480  -0.0778   0.2376   1.0000
  16.750   1.6535   0.07795   0.07151  -0.0761   0.2326   1.0000
  17.000   1.6727   0.07836   0.07189  -0.0756   0.2249   1.0000
  17.250   1.6681   0.08154   0.07516  -0.0750   0.2188   1.0000
  17.500   1.6272   0.08897   0.08290  -0.0746   0.2141   1.0000
  17.750   1.6961   0.08358   0.07712  -0.0741   0.2038   1.0000
  18.000   1.6434   0.09243   0.08639  -0.0740   0.2007   1.0000
  18.250   1.5822   0.10356   0.09789  -0.0755   0.1973   1.0000
  18.500   1.6716   0.09425   0.08812  -0.0733   0.1859   1.0000
<< Back to FX 76-MP-160 (fx76mp160-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 76-MP-160 (fx76mp160-il)