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=5


Details Polar file
Airfoil: FX 76-MP-160 (fx76mp160-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 16.45 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx76mp160-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx76mp160-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.1351   0.14110   0.13368  -0.0851   0.9383   0.1276
 -11.250  -0.1395   0.13923   0.13183  -0.0860   0.9344   0.1281
 -11.000  -0.1368   0.13659   0.12920  -0.0875   0.9314   0.1282
 -10.750  -0.1257   0.12902   0.12152  -0.0902   0.9293   0.0949
 -10.500  -0.1257   0.12422   0.11669  -0.0936   0.9269   0.0864
 -10.250  -0.1215   0.12205   0.11453  -0.0926   0.9229   0.0850
 -10.000  -0.1221   0.11968   0.11219  -0.0921   0.9184   0.0836
  -9.750  -0.1209   0.11658   0.10909  -0.0932   0.9150   0.0822
  -9.500  -0.1204   0.11304   0.10555  -0.0952   0.9122   0.0807
  -9.250  -0.1206   0.10902   0.10154  -0.0979   0.9099   0.0797
  -8.750  -0.1488   0.10466   0.09730  -0.0949   0.8993   0.0791
  -8.500  -0.1452   0.10208   0.09473  -0.0957   0.8959   0.0800
  -8.250  -0.1420   0.09885   0.09151  -0.0977   0.8931   0.0810
  -8.000  -0.1692   0.09757   0.09033  -0.0934   0.8859   0.0805
  -7.750  -0.1816   0.09499   0.08780  -0.0928   0.8808   0.0811
  -7.500  -0.1955   0.09138   0.08422  -0.0937   0.8768   0.0810
  -7.250  -0.2261   0.08883   0.08177  -0.0913   0.8704   0.0807
  -7.000  -0.2551   0.08279   0.07573  -0.0943   0.8635   0.0800
  -6.750  -0.2636   0.07671   0.06952  -0.0987   0.8592   0.0806
  -6.500  -0.2777   0.07182   0.06447  -0.1004   0.8545   0.0811
  -6.250  -0.2876   0.06756   0.05999  -0.1012   0.8490   0.0819
  -6.000  -0.2796   0.06215   0.05413  -0.1051   0.8448   0.0838
  -5.750  -0.2574   0.05720   0.04854  -0.1099   0.8416   0.0877
  -5.500  -0.2328   0.05614   0.04735  -0.1110   0.8383   0.0918
  -5.250  -0.2227   0.05355   0.04423  -0.1115   0.8326   0.0966
  -5.000  -0.2018   0.05314   0.04384  -0.1113   0.8278   0.1011
  -4.750  -0.1701   0.05066   0.04073  -0.1142   0.8246   0.1069
  -4.500  -0.1378   0.04961   0.03955  -0.1158   0.8218   0.1108
  -4.250  -0.1216   0.04868   0.03830  -0.1151   0.8166   0.1155
  -4.000  -0.1028   0.04809   0.03760  -0.1146   0.8118   0.1196
  -3.750  -0.0767   0.04740   0.03672  -0.1151   0.8082   0.1244
  -3.500  -0.0453   0.04658   0.03564  -0.1162   0.8051   0.1303
  -3.250  -0.0105   0.04601   0.03483  -0.1177   0.8025   0.1392
  -3.000  -0.0041   0.04605   0.03490  -0.1151   0.7951   0.1440
  -2.750   0.0207   0.04574   0.03440  -0.1150   0.7901   0.1533
  -2.500   0.0507   0.04549   0.03416  -0.1156   0.7864   0.1629
  -2.250   0.0863   0.04532   0.03390  -0.1170   0.7835   0.1802
  -2.000   0.0901   0.04558   0.03418  -0.1140   0.7740   0.1899
  -1.750   0.1176   0.04547   0.03403  -0.1143   0.7693   0.2081
  -1.500   0.1505   0.04531   0.03391  -0.1152   0.7660   0.2260
  -1.250   0.1650   0.04560   0.03417  -0.1138   0.7595   0.2405
  -1.000   0.1839   0.04578   0.03439  -0.1130   0.7531   0.2595
  -0.750   0.2140   0.04577   0.03446  -0.1137   0.7488   0.2886
  -0.500   0.2497   0.04560   0.03443  -0.1151   0.7456   0.3304
  -0.250   0.2565   0.04609   0.03506  -0.1130   0.7362   0.3595
   0.000   0.2848   0.04596   0.03522  -0.1134   0.7307   0.4189
   0.250   0.3151   0.04550   0.03538  -0.1131   0.7270   0.5304
   0.500   0.3122   0.04588   0.03625  -0.1078   0.7170   0.6423
   0.750   0.3272   0.04599   0.03646  -0.1044   0.7113   0.7668
   1.000   0.3485   0.04584   0.03627  -0.1019   0.7077   0.8439
   1.250   0.3478   0.04646   0.03694  -0.0981   0.6972   0.8947
   1.500   0.3797   0.04629   0.03666  -0.0990   0.6914   1.0000
   1.750   0.4185   0.04648   0.03659  -0.1008   0.6882   1.0000
   2.000   0.4229   0.04770   0.03771  -0.0991   0.6763   1.0000
   2.250   0.4573   0.04794   0.03775  -0.1003   0.6717   1.0000
   2.500   0.4721   0.04882   0.03852  -0.0995   0.6618   1.0000
   2.750   0.5007   0.04916   0.03871  -0.1000   0.6551   1.0000
   3.000   0.5385   0.04910   0.03848  -0.1012   0.6513   1.0000
   3.250   0.5437   0.05045   0.03979  -0.0996   0.6389   1.0000
   3.500   0.5770   0.05057   0.03978  -0.1004   0.6342   1.0000
   3.750   0.5889   0.05174   0.04090  -0.0994   0.6239   1.0000
   4.000   0.6149   0.05219   0.04126  -0.0996   0.6172   1.0000
   4.250   0.6495   0.05217   0.04116  -0.1004   0.6134   1.0000
   4.500   0.6540   0.05383   0.04279  -0.0989   0.6008   1.0000
   4.750   0.6872   0.05372   0.04261  -0.0994   0.5958   1.0000
   5.000   0.6973   0.05503   0.04390  -0.0983   0.5842   1.0000
   5.250   0.7272   0.05502   0.04385  -0.0984   0.5780   1.0000
   5.500   0.7645   0.05446   0.04323  -0.0990   0.5745   1.0000
   5.750   0.7649   0.05661   0.04539  -0.0974   0.5603   1.0000
   6.000   0.7989   0.05625   0.04499  -0.0977   0.5562   1.0000
   6.250   0.8024   0.05833   0.04710  -0.0964   0.5434   1.0000
   6.500   0.8318   0.05832   0.04707  -0.0964   0.5383   1.0000
   6.750   0.8672   0.05773   0.04646  -0.0967   0.5353   1.0000
   7.000   0.8658   0.06034   0.04911  -0.0953   0.5209   1.0000
   7.250   0.9011   0.05950   0.04827  -0.0953   0.5171   1.0000
   7.750   0.9338   0.06137   0.05018  -0.0938   0.4986   1.0000
   8.000   0.9710   0.06021   0.04903  -0.0938   0.4957   1.0000
   8.500   0.9973   0.06287   0.05177  -0.0922   0.4767   1.0000
   9.000   1.0236   0.06564   0.05465  -0.0908   0.4584   1.0000
   9.250   1.0604   0.06448   0.05352  -0.0907   0.4557   1.0000
   9.750   1.0794   0.06823   0.05738  -0.0892   0.4371   1.0000
  10.250   1.0982   0.07186   0.06115  -0.0878   0.4180   1.0000
  10.500   1.1403   0.06971   0.05903  -0.0874   0.4152   1.0000
  11.000   1.1538   0.07405   0.06353  -0.0860   0.3966   1.0000
  11.500   1.1612   0.07942   0.06907  -0.0849   0.3781   1.0000
  11.750   1.2038   0.07707   0.06675  -0.0843   0.3757   1.0000
  12.250   1.1948   0.08481   0.07471  -0.0835   0.3564   1.0000
  12.750   1.1884   0.09244   0.08253  -0.0833   0.3376   1.0000
  13.250   1.1853   0.09974   0.09001  -0.0835   0.3191   1.0000
  13.500   1.2263   0.09680   0.08715  -0.0822   0.3169   1.0000
  14.000   1.1444   0.11796   0.10852  -0.0872   0.2883   1.0000
  14.250   1.1561   0.11963   0.11027  -0.0872   0.2821   1.0000
  14.500   1.1845   0.11828   0.10901  -0.0860   0.2793   1.0000
  15.000   1.1648   0.12985   0.12076  -0.0894   0.2618   1.0000
  15.250   1.1805   0.13072   0.12172  -0.0891   0.2574   1.0000
  15.750   1.1793   0.13849   0.12965  -0.0915   0.2415   1.0000
  17.250   1.1957   0.15891   0.15057  -0.0989   0.2041   1.0000
  17.750   1.1666   0.17380   0.16556  -0.1066   0.1890   1.0000
  18.000   1.1880   0.17328   0.16516  -0.1057   0.1866   1.0000
<< Back to FX 76-MP-160 (fx76mp160-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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