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

FX 78-K-140/20 (fx78k140-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: FX 78-K-140/20 (fx78k140-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 14.98 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx78k140-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx78k140-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 78-K-140/20                                  
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.1439   0.11813   0.11128  -0.0950   0.8766   0.0966
 -11.000  -0.1411   0.11519   0.10836  -0.0965   0.8746   0.0982
 -10.750  -0.1369   0.11230   0.10547  -0.0979   0.8728   0.0975
 -10.500  -0.1377   0.10591   0.09906  -0.1014   0.8707   0.0569
 -10.250  -0.1342   0.10281   0.09597  -0.1028   0.8688   0.0538
 -10.000  -0.1517   0.09811   0.09137  -0.1089   0.8661   0.0477
  -9.750  -0.1465   0.09475   0.08803  -0.1090   0.8641   0.0470
  -9.500  -0.1453   0.09156   0.08486  -0.1102   0.8619   0.0466
  -9.250  -0.1441   0.08856   0.08185  -0.1112   0.8598   0.0460
  -9.000  -0.1477   0.08554   0.07888  -0.1125   0.8570   0.0454
  -8.750  -0.1568   0.08242   0.07582  -0.1144   0.8540   0.0455
  -8.500  -0.1712   0.07945   0.07289  -0.1153   0.8509   0.0459
  -8.250  -0.1825   0.07721   0.07065  -0.1143   0.8480   0.0455
  -8.000  -0.1954   0.07517   0.06856  -0.1125   0.8451   0.0452
  -7.750  -0.2095   0.07387   0.06725  -0.1098   0.8416   0.0446
  -7.500  -0.2264   0.07203   0.06535  -0.1067   0.8382   0.0447
  -7.250  -0.2420   0.06975   0.06291  -0.1038   0.8350   0.0457
  -7.000  -0.2467   0.06742   0.06041  -0.1015   0.8326   0.0454
  -6.750  -0.2668   0.06638   0.05925  -0.0961   0.8285   0.0457
  -6.500  -0.2770   0.06478   0.05751  -0.0920   0.8251   0.0455
  -6.250  -0.2823   0.06257   0.05504  -0.0886   0.8221   0.0458
  -6.000  -0.2823   0.05996   0.05204  -0.0856   0.8197   0.0463
  -5.750  -0.2911   0.05873   0.05061  -0.0808   0.8164   0.0462
  -5.500  -0.2991   0.05693   0.04852  -0.0758   0.8128   0.0465
  -5.250  -0.2967   0.05486   0.04605  -0.0722   0.8098   0.0467
  -5.000  -0.2865   0.05258   0.04327  -0.0696   0.8075   0.0472
  -4.750  -0.2705   0.05027   0.04049  -0.0679   0.8057   0.0484
  -4.500  -0.2765   0.04934   0.03941  -0.0629   0.8018   0.0493
  -4.250  -0.2687   0.04855   0.03854  -0.0603   0.7985   0.0540
  -4.000  -0.2517   0.04712   0.03658  -0.0584   0.7960   0.0578
  -3.750  -0.2278   0.04563   0.03454  -0.0574   0.7940   0.0604
  -3.500  -0.1993   0.04421   0.03294  -0.0576   0.7923   0.0652
  -3.250  -0.1924   0.04380   0.03230  -0.0544   0.7887   0.0731
  -3.000  -0.1729   0.04298   0.03136  -0.0532   0.7857   0.0794
  -2.750  -0.1451   0.04232   0.03041  -0.0532   0.7833   0.0883
  -2.500  -0.1164   0.04178   0.02984  -0.0538   0.7811   0.1088
  -2.250  -0.0863   0.04125   0.02919  -0.0545   0.7791   0.1336
  -1.750   0.1597   0.03946   0.02972  -0.0899   0.7803   1.0000
  -1.500   0.1623   0.03988   0.02991  -0.0863   0.7765   1.0000
  -1.250   0.1535   0.04030   0.03018  -0.0809   0.7715   1.0000
  -1.000   0.1657   0.04069   0.03032  -0.0789   0.7680   1.0000
  -0.750   0.1862   0.04113   0.03045  -0.0781   0.7654   1.0000
  -0.500   0.1775   0.04161   0.03083  -0.0729   0.7600   1.0000
  -0.250   0.1872   0.04207   0.03107  -0.0704   0.7559   1.0000
   0.000   0.2073   0.04254   0.03132  -0.0696   0.7528   1.0000
   0.250   0.2142   0.04307   0.03166  -0.0667   0.7482   1.0000
   0.500   0.2214   0.04358   0.03203  -0.0640   0.7431   1.0000
   0.750   0.2414   0.04411   0.03239  -0.0632   0.7397   1.0000
   1.000   0.2568   0.04466   0.03275  -0.0617   0.7355   1.0000
   1.250   0.2628   0.04523   0.03322  -0.0589   0.7297   1.0000
   1.500   0.2838   0.04580   0.03365  -0.0583   0.7261   1.0000
   1.750   0.3007   0.04641   0.03414  -0.0571   0.7219   1.0000
   2.000   0.3080   0.04704   0.03469  -0.0546   0.7158   1.0000
   2.250   0.3310   0.04763   0.03516  -0.0542   0.7121   1.0000
   2.500   0.3425   0.04829   0.03575  -0.0524   0.7065   1.0000
   2.750   0.3568   0.04894   0.03634  -0.0510   0.7011   1.0000
   3.000   0.3827   0.04953   0.03686  -0.0510   0.6976   1.0000
   3.250   0.3883   0.05029   0.03758  -0.0486   0.6906   1.0000
   3.500   0.4093   0.05091   0.03818  -0.0481   0.6859   1.0000
   3.750   0.4297   0.05158   0.03880  -0.0475   0.6814   1.0000
   4.000   0.4392   0.05234   0.03956  -0.0457   0.6743   1.0000
   4.250   0.4670   0.05287   0.04008  -0.0460   0.6704   1.0000
   4.500   0.4721   0.05378   0.04099  -0.0438   0.6627   1.0000
   4.750   0.4962   0.05438   0.04163  -0.0436   0.6581   1.0000
   5.250   0.5276   0.05591   0.04322  -0.0417   0.6456   1.0000
   5.500   0.5441   0.05665   0.04400  -0.0408   0.6393   1.0000
   5.750   0.5603   0.05745   0.04491  -0.0399   0.6328   1.0000
   6.000   0.5898   0.05790   0.04543  -0.0404   0.6292   1.0000
   6.250   0.5934   0.05904   0.04664  -0.0384   0.6197   1.0000
   6.500   0.6231   0.05939   0.04709  -0.0387   0.6158   1.0000
   6.750   0.6274   0.06058   0.04836  -0.0369   0.6062   1.0000
   7.000   0.6568   0.06094   0.04885  -0.0372   0.6023   1.0000
   7.250   0.6604   0.06231   0.05037  -0.0355   0.5925   1.0000
   7.500   0.6902   0.06258   0.05080  -0.0358   0.5886   1.0000
   7.750   0.6949   0.06389   0.05222  -0.0342   0.5782   1.0000
   8.000   0.7094   0.06482   0.05329  -0.0333   0.5703   1.0000
   8.250   0.7308   0.06540   0.05405  -0.0329   0.5635   1.0000
   8.500   0.7402   0.06667   0.05553  -0.0319   0.5543   1.0000
   8.750   0.7654   0.06703   0.05611  -0.0317   0.5489   1.0000
   9.000   0.7740   0.06826   0.05750  -0.0305   0.5382   1.0000
   9.500   0.8126   0.06942   0.05914  -0.0292   0.5218   1.0000
   9.750   0.8223   0.07058   0.06050  -0.0282   0.5108   1.0000
  10.000   0.8395   0.07106   0.06130  -0.0272   0.5003   1.0000
  11.500   0.9382   0.06264   0.05212  -0.0097   0.1338   1.0000
  11.750   0.9245   0.06683   0.05578  -0.0084   0.0852   1.0000
  12.000   0.9151   0.07080   0.05949  -0.0073   0.0635   1.0000
  12.250   0.9128   0.07403   0.06267  -0.0066   0.0560   1.0000
  12.500   0.9116   0.07720   0.06594  -0.0058   0.0478   1.0000
  12.750   0.9100   0.08042   0.06918  -0.0051   0.0418   1.0000
  13.000   0.9144   0.08292   0.07184  -0.0044   0.0384   1.0000
  13.250   0.9200   0.08523   0.07427  -0.0037   0.0362   1.0000
  13.500   0.9269   0.08730   0.07643  -0.0028   0.0345   1.0000
  13.750   0.9430   0.08812   0.07737  -0.0005   0.0315   1.0000
  14.000   0.9669   0.08837   0.07791   0.0016   0.0294   1.0000
  14.250   0.9867   0.08938   0.07919   0.0029   0.0275   1.0000
  14.500   0.9987   0.09139   0.08140   0.0035   0.0257   1.0000
  14.750   1.0126   0.09352   0.08371   0.0044   0.0242   1.0000
  15.000   1.0291   0.09656   0.08700   0.0057   0.0232   1.0000
  15.250   1.0281   0.10047   0.09115   0.0056   0.0231   1.0000
  15.500   1.0212   0.10539   0.09641   0.0052   0.0230   1.0000
  15.750   1.0186   0.10936   0.10057   0.0044   0.0232   1.0000
  16.000   1.0045   0.11539   0.10699   0.0030   0.0231   1.0000
  16.250   0.9940   0.12077   0.11258   0.0011   0.0231   1.0000
  16.500   0.9824   0.12658   0.11861  -0.0011   0.0232   1.0000
  16.750   0.9687   0.13299   0.12526  -0.0042   0.0233   1.0000
  17.000   0.9533   0.14021   0.13260  -0.0080   0.0234   1.0000
  17.250   0.9357   0.14871   0.14124  -0.0126   0.0233   1.0000
  17.500   0.9141   0.15999   0.15277  -0.0198   0.0246   1.0000
<< Back to FX 78-K-140/20 (fx78k140-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 78-K-140/20 (fx78k140-il)