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-150 (fx84w150-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: FX 84-W-150 (fx84w150-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 14.59 at α=13.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx84w150-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx84w150-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 84-W-150                                     
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.500  -0.2702   0.13926   0.13222  -0.0516   1.0000   0.1150
 -12.250  -0.2744   0.13739   0.13044  -0.0508   1.0000   0.1156
 -12.000  -0.3126   0.13277   0.12591  -0.0542   1.0000   0.0808
 -11.750  -0.3017   0.13049   0.12365  -0.0506   1.0000   0.0782
 -11.500  -0.3095   0.12863   0.12186  -0.0486   1.0000   0.0757
 -11.000  -0.3293   0.12057   0.11390  -0.0525   0.9947   0.0686
 -10.750  -0.3211   0.11584   0.10915  -0.0565   0.9885   0.0685
 -10.500  -0.3136   0.11082   0.10412  -0.0612   0.9831   0.0685
 -10.250  -0.3105   0.10568   0.09900  -0.0656   0.9763   0.0687
 -10.000  -0.3061   0.10008   0.09339  -0.0710   0.9710   0.0688
  -9.750  -0.3030   0.09520   0.08851  -0.0749   0.9636   0.0687
  -9.500  -0.2984   0.08932   0.08261  -0.0806   0.9581   0.0684
  -9.250  -0.3024   0.08373   0.07702  -0.0853   0.9493   0.0681
  -9.000  -0.3124   0.07684   0.07009  -0.0923   0.9410   0.0679
  -8.750  -0.3296   0.07160   0.06475  -0.0961   0.9306   0.0677
  -8.500  -0.3495   0.06705   0.06002  -0.0974   0.9192   0.0679
  -8.250  -0.3627   0.06240   0.05506  -0.0987   0.9104   0.0682
  -8.000  -0.3740   0.05844   0.05072  -0.0982   0.9010   0.0689
  -7.750  -0.3689   0.05584   0.04794  -0.0977   0.8938   0.0704
  -7.500  -0.3592   0.05394   0.04591  -0.0969   0.8865   0.0721
  -7.250  -0.3440   0.05091   0.04252  -0.0977   0.8818   0.0738
  -7.000  -0.3440   0.04911   0.04043  -0.0949   0.8725   0.0756
  -6.750  -0.3283   0.04623   0.03696  -0.0951   0.8672   0.0791
  -6.500  -0.3196   0.04415   0.03441  -0.0933   0.8600   0.0814
  -6.250  -0.3008   0.04276   0.03291  -0.0927   0.8541   0.0840
  -6.000  -0.2736   0.04121   0.03108  -0.0933   0.8501   0.0890
  -5.750  -0.2618   0.03996   0.02940  -0.0913   0.8427   0.0930
  -5.500  -0.2393   0.03876   0.02809  -0.0909   0.8373   0.0969
  -5.250  -0.2092   0.03763   0.02674  -0.0916   0.8336   0.1041
  -5.000  -0.1944   0.03687   0.02574  -0.0897   0.8266   0.1091
  -4.750  -0.1717   0.03617   0.02503  -0.0892   0.8211   0.1158
  -4.500  -0.1405   0.03526   0.02394  -0.0897   0.8175   0.1256
  -4.250  -0.1241   0.03489   0.02351  -0.0881   0.8109   0.1341
  -4.000  -0.1027   0.03440   0.02300  -0.0872   0.8050   0.1451
  -3.750  -0.0725   0.03375   0.02229  -0.0876   0.8014   0.1611
  -3.500  -0.0552   0.03348   0.02200  -0.0862   0.7951   0.1766
  -3.250  -0.0355   0.03314   0.02169  -0.0853   0.7888   0.1983
  -3.000  -0.0070   0.03248   0.02115  -0.0856   0.7850   0.2325
  -2.750   0.0071   0.03224   0.02107  -0.0839   0.7784   0.2707
  -2.500   0.0238   0.03174   0.02096  -0.0826   0.7722   0.3382
  -2.250   0.0455   0.03082   0.02090  -0.0813   0.7685   0.4901
  -2.000   0.0499   0.03094   0.02159  -0.0764   0.7614   0.6280
  -1.750   0.0624   0.03119   0.02201  -0.0723   0.7555   0.7343
  -1.500   0.0866   0.03133   0.02212  -0.0699   0.7520   0.8143
  -1.250   0.0969   0.03192   0.02266  -0.0665   0.7444   0.8667
  -1.000   0.1425   0.03230   0.02287  -0.0689   0.7402   0.9244
  -0.750   0.2409   0.03259   0.02279  -0.0813   0.7389   0.9740
  -0.500   0.3212   0.03255   0.02245  -0.0912   0.7371   1.0000
  -0.250   0.3066   0.03320   0.02302  -0.0856   0.7278   1.0000
   0.000   0.3154   0.03338   0.02307  -0.0830   0.7219   1.0000
   0.250   0.3263   0.03361   0.02314  -0.0807   0.7164   1.0000
   0.500   0.3159   0.03434   0.02377  -0.0757   0.7070   1.0000
   0.750   0.3442   0.03439   0.02365  -0.0758   0.7036   1.0000
   1.000   0.3364   0.03544   0.02460  -0.0716   0.6935   1.0000
   1.250   0.3621   0.03569   0.02470  -0.0715   0.6892   1.0000
   1.500   0.3918   0.03584   0.02472  -0.0719   0.6858   1.0000
   1.750   0.3894   0.03707   0.02588  -0.0687   0.6755   1.0000
   2.000   0.4200   0.03723   0.02592  -0.0692   0.6720   1.0000
   2.250   0.4233   0.03846   0.02708  -0.0669   0.6628   1.0000
   2.500   0.4487   0.03884   0.02738  -0.0668   0.6580   1.0000
   2.750   0.4818   0.03892   0.02738  -0.0675   0.6551   1.0000
   3.000   0.4802   0.04053   0.02895  -0.0650   0.6445   1.0000
   3.250   0.5098   0.04076   0.02912  -0.0653   0.6407   1.0000
   3.500   0.5162   0.04214   0.03047  -0.0636   0.6321   1.0000
   3.750   0.5390   0.04273   0.03103  -0.0634   0.6268   1.0000
   4.000   0.5713   0.04283   0.03110  -0.0638   0.6237   1.0000
   4.250   0.5704   0.04470   0.03296  -0.0618   0.6132   1.0000
   4.500   0.5990   0.04500   0.03326  -0.0620   0.6092   1.0000
   5.000   0.6279   0.04720   0.03547  -0.0603   0.5949   1.0000
   5.250   0.6604   0.04726   0.03554  -0.0607   0.5919   1.0000
   5.500   0.6583   0.04939   0.03769  -0.0589   0.5807   1.0000
   5.750   0.6882   0.04958   0.03793  -0.0590   0.5770   1.0000
   6.000   0.6894   0.05160   0.03998  -0.0575   0.5667   1.0000
   6.250   0.7165   0.05195   0.04037  -0.0575   0.5622   1.0000
   6.750   0.7450   0.05440   0.04294  -0.0561   0.5473   1.0000
   7.000   0.7732   0.05463   0.04324  -0.0560   0.5433   1.0000
   7.250   0.7735   0.05688   0.04554  -0.0547   0.5323   1.0000
   7.500   0.8058   0.05678   0.04555  -0.0548   0.5290   1.0000
   7.750   0.8019   0.05943   0.04826  -0.0535   0.5171   1.0000
   8.000   0.8345   0.05919   0.04812  -0.0534   0.5135   1.0000
   8.250   0.8314   0.06182   0.05082  -0.0522   0.5014   1.0000
   8.500   0.8648   0.06139   0.05052  -0.0521   0.4977   1.0000
   8.750   0.8617   0.06410   0.05331  -0.0510   0.4854   1.0000
   9.000   0.8956   0.06350   0.05285  -0.0507   0.4818   1.0000
   9.250   0.8918   0.06638   0.05581  -0.0497   0.4692   1.0000
   9.750   0.9227   0.06853   0.05823  -0.0485   0.4528   1.0000
  10.250   0.9546   0.07044   0.06040  -0.0471   0.4362   1.0000
  10.500   0.9537   0.07319   0.06327  -0.0465   0.4237   1.0000
  10.750   0.9896   0.07171   0.06199  -0.0456   0.4195   1.0000
  11.000   0.9876   0.07458   0.06497  -0.0450   0.4061   1.0000
  11.250   0.9904   0.07689   0.06741  -0.0444   0.3936   1.0000
  11.500   1.0298   0.07432   0.06507  -0.0430   0.3887   1.0000
  12.000   1.0399   0.07778   0.06879  -0.0414   0.3614   1.0000
  12.250   1.0516   0.07847   0.06963  -0.0404   0.3482   1.0000
  12.500   1.0686   0.07830   0.06961  -0.0392   0.3350   1.0000
  12.750   1.0860   0.07803   0.06951  -0.0380   0.3206   1.0000
  13.000   1.0995   0.07834   0.06996  -0.0369   0.3042   1.0000
  13.250   1.1137   0.07859   0.07031  -0.0359   0.2865   1.0000
  13.500   1.1346   0.07777   0.06952  -0.0345   0.2664   1.0000
  13.750   1.1355   0.08030   0.07210  -0.0342   0.2447   1.0000
  14.000   1.1463   0.08116   0.07283  -0.0333   0.2209   1.0000
  14.250   1.1456   0.08407   0.07568  -0.0332   0.1982   1.0000
  14.500   1.1467   0.08663   0.07804  -0.0329   0.1775   1.0000
  14.750   1.1435   0.09023   0.08157  -0.0333   0.1593   1.0000
  15.000   1.1412   0.09375   0.08500  -0.0336   0.1439   1.0000
  15.250   1.1398   0.09724   0.08840  -0.0340   0.1311   1.0000
  15.500   1.1398   0.10050   0.09155  -0.0344   0.1206   1.0000
  15.750   1.1403   0.10389   0.09497  -0.0350   0.1112   1.0000
  16.000   1.1423   0.10708   0.09819  -0.0355   0.1035   1.0000
  16.250   1.1466   0.10981   0.10085  -0.0359   0.0969   1.0000
<< Back to FX 84-W-150 (fx84w150-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 84-W-150 (fx84w150-il)