FX 63-100 AIRFOIL (fx63100-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 63-100 AIRFOIL (fx63100-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.96 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx63100-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx63100-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 63-100 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3428 0.11451 0.10748 -0.0305 1.0000 0.2111
-8.750 -0.3243 0.10951 0.10248 -0.0291 1.0000 0.2190
-8.500 -0.3435 0.10982 0.10296 -0.0294 1.0000 0.2267
-8.250 -0.3220 0.10474 0.09787 -0.0277 1.0000 0.2373
-8.000 -0.3303 0.10313 0.09640 -0.0271 1.0000 0.2446
-7.750 -0.3348 0.10174 0.09511 -0.0257 1.0000 0.2563
-7.500 -0.3258 0.09849 0.09192 -0.0239 1.0000 0.2697
-7.250 -0.3217 0.09581 0.08931 -0.0220 1.0000 0.2817
-7.000 -0.3249 0.09386 0.08748 -0.0198 1.0000 0.2941
-6.750 -0.3523 0.09455 0.08838 -0.0163 1.0000 0.3025
-6.500 -0.3482 0.09188 0.08578 -0.0136 1.0000 0.3169
-6.250 -0.3449 0.08926 0.08323 -0.0110 1.0000 0.3298
-6.000 -0.3563 0.08787 0.08195 -0.0075 1.0000 0.3395
-5.750 -0.3860 0.08863 0.08290 -0.0044 1.0000 0.3499
-5.500 -0.3851 0.08620 0.08053 -0.0013 1.0000 0.3651
-5.250 -0.3832 0.08373 0.07812 0.0017 1.0000 0.3795
-5.000 -0.3908 0.08218 0.07667 0.0044 1.0000 0.3961
-4.750 -0.4026 0.08110 0.07568 0.0063 1.0000 0.4134
-4.250 -0.2976 0.04984 0.04330 -0.0633 1.0000 0.1849
-4.000 -0.2162 0.03951 0.03158 -0.0817 1.0000 0.1549
-3.750 -0.1735 0.03598 0.02744 -0.0867 1.0000 0.1570
-3.500 -0.1328 0.03314 0.02398 -0.0905 1.0000 0.1586
-3.250 -0.0948 0.03126 0.02141 -0.0933 1.0000 0.1658
-3.000 -0.0671 0.02968 0.01977 -0.0939 1.0000 0.1733
-2.750 -0.0385 0.02851 0.01833 -0.0945 1.0000 0.1837
-2.500 -0.0122 0.02758 0.01736 -0.0946 1.0000 0.1990
-2.250 0.0143 0.02677 0.01662 -0.0947 1.0000 0.2188
-2.000 0.0438 0.02607 0.01612 -0.0955 1.0000 0.2605
-1.750 0.0797 0.02482 0.01644 -0.0967 1.0000 0.4963
-1.500 0.0815 0.02555 0.01761 -0.0898 1.0000 0.6594
-1.250 0.0837 0.02601 0.01815 -0.0840 1.0000 0.7276
-1.000 0.0862 0.02620 0.01837 -0.0786 1.0000 0.7829
-0.750 0.0866 0.02612 0.01833 -0.0731 1.0000 0.8368
-0.500 0.0816 0.02567 0.01800 -0.0668 1.0000 0.9064
-0.250 0.0971 0.02546 0.01772 -0.0674 1.0000 1.0000
0.000 0.1396 0.02634 0.01823 -0.0733 1.0000 1.0000
0.250 0.1783 0.02733 0.01890 -0.0781 0.9984 1.0000
0.500 0.2362 0.02877 0.01999 -0.0859 0.9858 1.0000
0.750 0.2889 0.03006 0.02101 -0.0925 0.9732 1.0000
1.000 0.3364 0.03121 0.02195 -0.0978 0.9603 1.0000
1.250 0.3808 0.03229 0.02286 -0.1024 0.9470 1.0000
1.500 0.4228 0.03331 0.02376 -0.1064 0.9335 1.0000
1.750 0.4632 0.03431 0.02467 -0.1099 0.9196 1.0000
2.000 0.5010 0.03531 0.02560 -0.1129 0.9056 1.0000
2.250 0.5380 0.03629 0.02654 -0.1156 0.8912 1.0000
2.500 0.5737 0.03728 0.02751 -0.1179 0.8767 1.0000
2.750 0.6089 0.03825 0.02850 -0.1201 0.8619 1.0000
3.000 0.6435 0.03921 0.02948 -0.1220 0.8471 1.0000
3.250 0.6780 0.04013 0.03044 -0.1238 0.8319 1.0000
3.500 0.7129 0.04098 0.03136 -0.1253 0.8162 1.0000
3.750 0.7485 0.04171 0.03217 -0.1268 0.8000 1.0000
4.000 0.7867 0.04221 0.03277 -0.1282 0.7833 1.0000
4.250 0.8283 0.04241 0.03312 -0.1296 0.7664 1.0000
4.500 0.8725 0.04230 0.03317 -0.1309 0.7497 1.0000
4.750 0.9197 0.04182 0.03287 -0.1321 0.7334 1.0000
5.000 0.9456 0.04234 0.03357 -0.1314 0.7140 1.0000
5.250 0.9823 0.04215 0.03357 -0.1312 0.6951 1.0000
5.500 1.0290 0.04105 0.03275 -0.1314 0.6770 1.0000
5.750 1.0827 0.03909 0.03105 -0.1314 0.6587 1.0000
6.000 1.1227 0.03769 0.02988 -0.1301 0.6349 1.0000
6.250 1.1758 0.03439 0.02678 -0.1283 0.6047 1.0000
6.500 1.2158 0.03223 0.02471 -0.1260 0.5699 1.0000
6.750 1.2496 0.03084 0.02335 -0.1237 0.5316 1.0000
7.000 1.2719 0.03014 0.02255 -0.1202 0.4837 1.0000
7.250 1.2883 0.02999 0.02205 -0.1163 0.4264 1.0000
7.500 1.2955 0.03093 0.02262 -0.1120 0.3639 1.0000
7.750 1.3003 0.03264 0.02387 -0.1080 0.3018 1.0000
8.000 1.3091 0.03494 0.02563 -0.1049 0.2498 1.0000
8.250 1.3263 0.03756 0.02789 -0.1031 0.2115 1.0000
8.500 1.3549 0.04043 0.03046 -0.1029 0.1858 1.0000
8.750 1.3784 0.04309 0.03321 -0.1021 0.1688 1.0000
9.000 1.4049 0.04599 0.03617 -0.1018 0.1566 1.0000
9.250 1.4265 0.04901 0.03951 -0.1008 0.1482 1.0000
9.500 1.4440 0.05235 0.04312 -0.0996 0.1411 1.0000
9.750 1.4576 0.05564 0.04679 -0.0980 0.1352 1.0000
10.000 1.4795 0.05974 0.05092 -0.0976 0.1303 1.0000
10.250 1.4746 0.06371 0.05559 -0.0943 0.1280 1.0000
10.500 1.4668 0.06791 0.06033 -0.0912 0.1257 1.0000
10.750 1.4560 0.07230 0.06516 -0.0883 0.1241 1.0000
11.000 1.4386 0.07701 0.07026 -0.0854 0.1238 1.0000
11.250 1.4122 0.08170 0.07527 -0.0822 0.1244 1.0000
11.500 1.3812 0.08699 0.08083 -0.0802 0.1253 1.0000
11.750 1.3473 0.09326 0.08733 -0.0799 0.1267 1.0000
12.000 1.3140 0.10060 0.09484 -0.0814 0.1282 1.0000
12.250 1.2856 0.10871 0.10307 -0.0842 0.1296 1.0000
12.500 1.2649 0.11708 0.11153 -0.0875 0.1306 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 63-100 AIRFOIL (fx63100-il)