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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 76-MP-160 (fx76mp160-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.26 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx76mp160-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx76mp160-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.750  -0.4074   0.13197   0.12632  -0.0075   1.0000   0.2467
  -6.500  -0.4427   0.13196   0.12641  -0.0063   1.0000   0.2520
  -6.250  -0.4305   0.12812   0.12260  -0.0049   1.0000   0.2560
  -6.000  -0.4308   0.12601   0.12051  -0.0033   1.0000   0.2632
  -5.750  -0.4762   0.12614   0.12077  -0.0008   1.0000   0.2677
  -5.500  -0.4481   0.12190   0.11652   0.0002   1.0000   0.2750
  -5.250  -0.4768   0.12104   0.11575   0.0029   1.0000   0.2819
  -5.000  -0.4752   0.11818   0.11294   0.0047   1.0000   0.2889
  -4.750  -0.4997   0.11686   0.11168   0.0056   1.0000   0.2985
  -4.500  -0.4904   0.11383   0.10869   0.0081   1.0000   0.3061
  -4.250  -0.5140   0.11159   0.10652   0.0067   1.0000   0.3170
  -4.000  -0.5061   0.10929   0.10423   0.0100   1.0000   0.3292
  -3.750  -0.5056   0.10657   0.10155   0.0117   1.0000   0.3388
  -3.500  -0.5114   0.10392   0.09895   0.0119   1.0000   0.3525
  -3.250  -0.5140   0.10129   0.09634   0.0122   1.0000   0.3680
  -3.000  -0.4151   0.07041   0.06386  -0.0500   1.0000   0.1922
  -2.750  -0.3843   0.06594   0.05899  -0.0557   1.0000   0.1920
  -2.500  -0.3602   0.06325   0.05611  -0.0583   1.0000   0.1964
  -2.250  -0.3344   0.06102   0.05363  -0.0609   1.0000   0.2003
  -2.000  -0.3015   0.05821   0.05030  -0.0652   1.0000   0.2011
  -1.750  -0.2689   0.05626   0.04773  -0.0689   1.0000   0.2063
  -1.500  -0.2449   0.05521   0.04649  -0.0702   1.0000   0.2113
  -1.250  -0.2200   0.05444   0.04546  -0.0714   1.0000   0.2165
  -1.000  -0.1935   0.05380   0.04442  -0.0730   1.0000   0.2243
  -0.750  -0.1718   0.05374   0.04424  -0.0734   1.0000   0.2347
  -0.500  -0.1500   0.05373   0.04414  -0.0739   0.9999   0.2460
  -0.250  -0.1153   0.05458   0.04482  -0.0764   0.9954   0.2626
   0.000  -0.0840   0.05562   0.04582  -0.0785   0.9894   0.2870
   0.250  -0.0481   0.05726   0.04741  -0.0811   0.9832   0.3182
   0.500  -0.0201   0.05793   0.04814  -0.0825   0.9742   0.3474
   0.750   0.0108   0.05910   0.04935  -0.0843   0.9670   0.3833
   1.000   0.0473   0.06068   0.05120  -0.0868   0.9576   0.4411
   1.250   0.0727   0.06115   0.05233  -0.0875   0.9462   0.5297
   1.500   0.0791   0.06166   0.05410  -0.0819   0.9391   0.7628
   1.750   0.1003   0.06208   0.05441  -0.0811   0.9251   1.0000
   2.000   0.1307   0.06378   0.05569  -0.0835   0.9114   1.0000
   2.250   0.1514   0.06501   0.05666  -0.0844   0.8982   1.0000
   2.500   0.1771   0.06707   0.05848  -0.0860   0.8880   1.0000
   2.750   0.2126   0.06974   0.06088  -0.0890   0.8765   1.0000
   3.000   0.2245   0.07065   0.06167  -0.0886   0.8645   1.0000
   3.250   0.2592   0.07384   0.06465  -0.0915   0.8562   1.0000
   3.500   0.2837   0.07542   0.06609  -0.0927   0.8410   1.0000
   3.750   0.2943   0.07647   0.06705  -0.0921   0.8281   1.0000
   4.000   0.3283   0.07972   0.07015  -0.0948   0.8196   1.0000
   4.250   0.3451   0.08091   0.07126  -0.0950   0.8052   1.0000
   4.500   0.3565   0.08267   0.07295  -0.0948   0.7963   1.0000
   4.750   0.3991   0.08608   0.07623  -0.0982   0.7839   1.0000
   5.000   0.3931   0.08663   0.07679  -0.0961   0.7748   1.0000
   5.250   0.4335   0.09013   0.08017  -0.0992   0.7651   1.0000
   5.500   0.4281   0.09111   0.08117  -0.0975   0.7577   1.0000
   5.750   0.4773   0.09510   0.08502  -0.1012   0.7447   1.0000
   6.000   0.4644   0.09526   0.08524  -0.0987   0.7341   1.0000
   6.250   0.5016   0.09879   0.08868  -0.1013   0.7248   1.0000
   6.500   0.4998   0.09973   0.08966  -0.1000   0.7135   1.0000
   6.750   0.5342   0.10340   0.09326  -0.1024   0.7063   1.0000
   7.000   0.5269   0.10448   0.09439  -0.1009   0.6972   1.0000
   7.250   0.5657   0.10812   0.09797  -0.1034   0.6874   1.0000
   7.500   0.5559   0.10942   0.09932  -0.1020   0.6803   1.0000
   7.750   0.5862   0.11244   0.10233  -0.1038   0.6711   1.0000
   8.000   0.6001   0.11589   0.10579  -0.1047   0.6683   1.0000
   8.250   0.5935   0.11717   0.10711  -0.1037   0.6594   1.0000
   8.500   0.6341   0.12130   0.11121  -0.1062   0.6503   1.0000
   8.750   0.6202   0.12226   0.11223  -0.1048   0.6417   1.0000
   9.000   0.6662   0.12668   0.11664  -0.1075   0.6315   1.0000
   9.250   0.6479   0.12776   0.11778  -0.1062   0.6261   1.0000
   9.500   0.6652   0.13030   0.12035  -0.1070   0.6166   1.0000
   9.750   0.6930   0.13470   0.12476  -0.1088   0.6117   1.0000
  10.000   0.6827   0.13552   0.12563  -0.1079   0.6015   1.0000
  10.250   0.7261   0.14049   0.13062  -0.1103   0.5934   1.0000
<< Back to FX 76-MP-160 (fx76mp160-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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