FX 63-110 AIRFOIL (fx63110-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 63-110 AIRFOIL (fx63110-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.04 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx63110-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx63110-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 63-110 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3399 0.12030 0.11317 -0.0327 1.0000 0.2203
-9.250 -0.3103 0.11393 0.10676 -0.0307 1.0000 0.2309
-9.000 -0.3371 0.11524 0.10827 -0.0315 1.0000 0.2361
-8.750 -0.3163 0.11038 0.10340 -0.0297 1.0000 0.2502
-8.500 -0.3029 0.10651 0.09957 -0.0284 1.0000 0.2607
-8.250 -0.3174 0.10575 0.09897 -0.0277 1.0000 0.2687
-8.000 -0.3156 0.10374 0.09703 -0.0260 1.0000 0.2816
-7.750 -0.3018 0.09986 0.09318 -0.0244 1.0000 0.2918
-7.500 -0.3391 0.10183 0.09542 -0.0218 1.0000 0.2986
-7.250 -0.3180 0.09730 0.09087 -0.0201 1.0000 0.3126
-7.000 -0.3115 0.09439 0.08803 -0.0178 1.0000 0.3239
-6.750 -0.3506 0.09613 0.09000 -0.0133 1.0000 0.3303
-6.500 -0.3413 0.09307 0.08697 -0.0108 1.0000 0.3452
-6.250 -0.3365 0.09039 0.08435 -0.0082 1.0000 0.3580
-6.000 -0.3797 0.09218 0.08636 -0.0027 1.0000 0.3629
-5.750 -0.3721 0.08925 0.08347 -0.0001 1.0000 0.3778
-4.500 -0.3201 0.04824 0.04125 -0.0680 1.0000 0.1698
-4.250 -0.2750 0.04259 0.03499 -0.0762 1.0000 0.1650
-4.000 -0.2244 0.03778 0.02927 -0.0841 1.0000 0.1612
-3.750 -0.1887 0.03527 0.02630 -0.0872 1.0000 0.1634
-3.500 -0.1546 0.03342 0.02396 -0.0896 1.0000 0.1696
-3.250 -0.1215 0.03181 0.02187 -0.0915 1.0000 0.1739
-3.000 -0.0962 0.03071 0.02077 -0.0918 1.0000 0.1829
-2.750 -0.0701 0.02979 0.01973 -0.0921 1.0000 0.1944
-2.500 -0.0444 0.02901 0.01891 -0.0922 1.0000 0.2085
-2.250 -0.0179 0.02843 0.01840 -0.0927 1.0000 0.2347
-2.000 0.0119 0.02787 0.01821 -0.0937 1.0000 0.2852
-1.750 0.0404 0.02725 0.01907 -0.0932 1.0000 0.5137
-1.500 0.0434 0.02824 0.02034 -0.0872 1.0000 0.6282
-1.250 0.0481 0.02893 0.02108 -0.0821 1.0000 0.6878
-1.000 0.0526 0.02938 0.02156 -0.0774 1.0000 0.7325
-0.750 0.0582 0.02965 0.02183 -0.0731 1.0000 0.7743
-0.500 0.0640 0.02979 0.02198 -0.0688 0.9977 0.8220
-0.250 0.0740 0.02975 0.02200 -0.0648 0.9870 0.8860
0.000 0.1005 0.02947 0.02174 -0.0659 0.9731 1.0000
0.250 0.1682 0.03068 0.02254 -0.0767 0.9607 1.0000
0.500 0.2266 0.03179 0.02333 -0.0850 0.9480 1.0000
0.750 0.2777 0.03285 0.02414 -0.0916 0.9353 1.0000
1.000 0.3249 0.03390 0.02498 -0.0971 0.9225 1.0000
1.250 0.3693 0.03496 0.02586 -0.1019 0.9096 1.0000
1.500 0.4131 0.03602 0.02677 -0.1062 0.8969 1.0000
1.750 0.4603 0.03705 0.02768 -0.1107 0.8846 1.0000
2.000 0.4954 0.03804 0.02859 -0.1133 0.8711 1.0000
2.250 0.5271 0.03909 0.02958 -0.1152 0.8573 1.0000
2.500 0.5593 0.04016 0.03060 -0.1171 0.8436 1.0000
2.750 0.5926 0.04121 0.03164 -0.1190 0.8303 1.0000
3.000 0.6287 0.04220 0.03261 -0.1211 0.8172 1.0000
3.250 0.6734 0.04293 0.03335 -0.1240 0.8049 1.0000
3.500 0.6994 0.04400 0.03446 -0.1246 0.7902 1.0000
3.750 0.7268 0.04503 0.03553 -0.1252 0.7754 1.0000
4.000 0.7566 0.04593 0.03648 -0.1258 0.7602 1.0000
4.250 0.7885 0.04666 0.03729 -0.1265 0.7445 1.0000
4.500 0.8217 0.04722 0.03794 -0.1270 0.7286 1.0000
4.750 0.8549 0.04771 0.03852 -0.1274 0.7128 1.0000
5.000 0.8892 0.04802 0.03897 -0.1276 0.6969 1.0000
5.250 0.9242 0.04817 0.03925 -0.1277 0.6809 1.0000
5.500 0.9614 0.04802 0.03928 -0.1277 0.6649 1.0000
5.750 1.0029 0.04739 0.03883 -0.1276 0.6490 1.0000
6.000 1.0501 0.04618 0.03783 -0.1277 0.6328 1.0000
6.250 1.1002 0.04438 0.03627 -0.1274 0.6161 1.0000
6.500 1.1654 0.04095 0.03307 -0.1275 0.5983 1.0000
6.750 1.1954 0.03980 0.03209 -0.1251 0.5717 1.0000
7.000 1.2454 0.03660 0.02899 -0.1235 0.5417 1.0000
7.250 1.2835 0.03487 0.02730 -0.1217 0.5099 1.0000
7.500 1.3190 0.03351 0.02582 -0.1199 0.4738 1.0000
7.750 1.3376 0.03351 0.02573 -0.1168 0.4329 1.0000
8.000 1.3533 0.03380 0.02577 -0.1136 0.3871 1.0000
8.250 1.3621 0.03467 0.02637 -0.1098 0.3403 1.0000
8.500 1.3692 0.03608 0.02743 -0.1063 0.2960 1.0000
8.750 1.3796 0.03796 0.02889 -0.1035 0.2573 1.0000
9.000 1.3968 0.04027 0.03080 -0.1019 0.2252 1.0000
9.250 1.4125 0.04284 0.03342 -0.1002 0.2019 1.0000
9.500 1.4366 0.04552 0.03604 -0.0996 0.1837 1.0000
9.750 1.4558 0.04826 0.03888 -0.0986 0.1702 1.0000
10.000 1.4755 0.05143 0.04225 -0.0976 0.1607 1.0000
10.250 1.5041 0.05461 0.04529 -0.0980 0.1512 1.0000
10.500 1.5020 0.05794 0.04930 -0.0947 0.1466 1.0000
10.750 1.5114 0.06130 0.05295 -0.0930 0.1413 1.0000
11.000 1.5293 0.06533 0.05704 -0.0925 0.1365 1.0000
11.250 1.5145 0.06938 0.06165 -0.0889 0.1349 1.0000
11.500 1.4955 0.07358 0.06628 -0.0854 0.1337 1.0000
11.750 1.4713 0.07784 0.07090 -0.0819 0.1333 1.0000
12.000 1.4429 0.08272 0.07609 -0.0794 0.1333 1.0000
12.250 1.4116 0.08850 0.08214 -0.0782 0.1339 1.0000
12.500 1.3786 0.09528 0.08916 -0.0786 0.1348 1.0000
12.750 1.3457 0.10307 0.09713 -0.0805 0.1359 1.0000
13.000 1.3166 0.11162 0.10581 -0.0835 0.1368 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 63-110 AIRFOIL (fx63110-il)