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

FX 84-W-140 (fx84w140-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 84-W-140 (fx84w140-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.91 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx84w140-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx84w140-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 84-W-140                                     
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.4318   0.11583   0.11035  -0.0149   1.0000   0.2713
  -7.500  -0.4110   0.11159   0.10608  -0.0128   1.0000   0.2803
  -7.250  -0.4468   0.11187   0.10651  -0.0104   1.0000   0.2874
  -7.000  -0.4329   0.10839   0.10302  -0.0082   1.0000   0.2997
  -6.750  -0.4774   0.10887   0.10367  -0.0052   1.0000   0.3042
  -6.500  -0.4685   0.10589   0.10069  -0.0028   1.0000   0.3193
  -6.250  -0.4662   0.10335   0.09819  -0.0002   1.0000   0.3332
  -6.000  -0.5148   0.10346   0.09845   0.0031   1.0000   0.3374
  -5.750  -0.5218   0.10136   0.09641   0.0060   1.0000   0.3539
  -5.500  -0.5284   0.09923   0.09433   0.0087   1.0000   0.3704
  -5.250  -0.5433   0.09737   0.09253   0.0111   1.0000   0.3876
  -5.000  -0.5166   0.09391   0.08906   0.0155   1.0000   0.4091
  -4.750  -0.5187   0.09193   0.08712   0.0188   1.0000   0.4315
  -4.500  -0.5175   0.08988   0.08510   0.0229   1.0000   0.4606
  -4.250  -0.5074   0.06011   0.05341  -0.0342   1.0000   0.1713
  -4.000  -0.4885   0.05609   0.04906  -0.0355   1.0000   0.1662
  -3.750  -0.4649   0.05190   0.04423  -0.0377   1.0000   0.1621
  -3.500  -0.4388   0.04840   0.03990  -0.0394   1.0000   0.1591
  -3.250  -0.4196   0.04658   0.03796  -0.0394   1.0000   0.1633
  -3.000  -0.3974   0.04483   0.03580  -0.0397   1.0000   0.1681
  -2.750  -0.3732   0.04316   0.03356  -0.0400   1.0000   0.1720
  -2.500  -0.3527   0.04192   0.03220  -0.0400   1.0000   0.1798
  -2.250  -0.3298   0.04095   0.03084  -0.0399   1.0000   0.1879
  -2.000  -0.3089   0.04011   0.02993  -0.0397   1.0000   0.1984
  -1.750  -0.2873   0.03948   0.02912  -0.0395   1.0000   0.2113
  -1.500  -0.2661   0.03901   0.02858  -0.0391   1.0000   0.2275
  -1.250  -0.2453   0.03868   0.02825  -0.0386   1.0000   0.2486
  -1.000  -0.2239   0.03844   0.02808  -0.0382   1.0000   0.2786
  -0.750  -0.2005   0.03818   0.02806  -0.0382   1.0000   0.3282
  -0.500  -0.1766   0.03679   0.02866  -0.0370   1.0000   0.5777
  -0.250  -0.1708   0.03561   0.02815  -0.0315   1.0000   1.0000
   0.000  -0.1508   0.03643   0.02846  -0.0317   1.0000   1.0000
   0.250  -0.1314   0.03729   0.02894  -0.0319   1.0000   1.0000
   0.500  -0.1123   0.03819   0.02952  -0.0321   1.0000   1.0000
   0.750  -0.0935   0.03913   0.03019  -0.0323   1.0000   1.0000
   1.000  -0.0749   0.04012   0.03093  -0.0325   1.0000   1.0000
   1.250  -0.0565   0.04114   0.03174  -0.0327   1.0000   1.0000
   1.500  -0.0382   0.04221   0.03259  -0.0330   1.0000   1.0000
   1.750  -0.0201   0.04331   0.03352  -0.0332   1.0000   1.0000
   2.000   0.0143   0.04564   0.03562  -0.0365   0.9935   1.0000
   2.250   0.0509   0.04817   0.03794  -0.0403   0.9836   1.0000
   2.500   0.0823   0.05018   0.03980  -0.0431   0.9724   1.0000
   2.750   0.1101   0.05195   0.04144  -0.0453   0.9608   1.0000
   3.000   0.1357   0.05365   0.04303  -0.0470   0.9492   1.0000
   3.250   0.1614   0.05557   0.04485  -0.0488   0.9391   1.0000
   3.500   0.1974   0.05849   0.04764  -0.0521   0.9292   1.0000
   3.750   0.2156   0.05952   0.04863  -0.0525   0.9164   1.0000
   4.000   0.2340   0.06095   0.05001  -0.0530   0.9054   1.0000
   4.250   0.2646   0.06367   0.05266  -0.0554   0.8972   1.0000
   4.500   0.2861   0.06520   0.05415  -0.0563   0.8844   1.0000
   4.750   0.3001   0.06644   0.05537  -0.0561   0.8735   1.0000
   5.000   0.3293   0.06924   0.05813  -0.0583   0.8655   1.0000
   5.250   0.3485   0.07075   0.05964  -0.0589   0.8529   1.0000
   5.500   0.3606   0.07210   0.06099  -0.0585   0.8423   1.0000
   5.750   0.3937   0.07539   0.06427  -0.0613   0.8342   1.0000
   6.000   0.4049   0.07640   0.06531  -0.0607   0.8216   1.0000
   6.250   0.4171   0.07802   0.06696  -0.0606   0.8112   1.0000
   6.500   0.4517   0.08156   0.07051  -0.0634   0.8025   1.0000
   6.750   0.4593   0.08249   0.07148  -0.0625   0.7898   1.0000
   7.000   0.4704   0.08423   0.07326  -0.0623   0.7788   1.0000
   7.250   0.5004   0.08758   0.07667  -0.0645   0.7702   1.0000
   7.500   0.5143   0.08920   0.07835  -0.0645   0.7571   1.0000
   7.750   0.5211   0.09081   0.08001  -0.0640   0.7457   1.0000
   8.000   0.5396   0.09347   0.08274  -0.0648   0.7362   1.0000
   8.250   0.5696   0.09669   0.08606  -0.0668   0.7243   1.0000
   8.500   0.5721   0.09797   0.08741  -0.0658   0.7116   1.0000
   8.750   0.5812   0.10018   0.08969  -0.0658   0.7009   1.0000
   9.000   0.6054   0.10348   0.09307  -0.0673   0.6911   1.0000
   9.250   0.6288   0.10636   0.09608  -0.0684   0.6774   1.0000
   9.500   0.6293   0.10790   0.09770  -0.0676   0.6648   1.0000
   9.750   0.6374   0.11027   0.10016  -0.0677   0.6527   1.0000
  10.000   0.6524   0.11321   0.10320  -0.0684   0.6420   1.0000
  10.250   0.6761   0.11657   0.10668  -0.0696   0.6294   1.0000
  10.500   0.6983   0.11970   0.10996  -0.0706   0.6149   1.0000
  10.750   0.7040   0.12173   0.11210  -0.0704   0.6006   1.0000
  11.000   0.7065   0.12398   0.11444  -0.0703   0.5874   1.0000
<< Back to FX 84-W-140 (fx84w140-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 84-W-140 (fx84w140-il)