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

FX 63-120 AIRFOIL (fx63120-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 63-120 AIRFOIL (fx63120-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 36.74 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx63120-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx63120-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 63-120 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.3011   0.11520   0.10871  -0.0285   1.0000   0.2415
  -8.250  -0.2974   0.11214   0.10572  -0.0264   1.0000   0.2480
  -8.000  -0.3069   0.11140   0.10509  -0.0239   1.0000   0.2567
  -7.750  -0.3460   0.11375   0.10765  -0.0210   1.0000   0.2594
  -7.500  -0.3164   0.10802   0.10188  -0.0191   1.0000   0.2708
  -7.250  -0.3554   0.11016   0.10422  -0.0158   1.0000   0.2753
  -7.000  -0.3313   0.10523   0.09928  -0.0140   1.0000   0.2856
  -6.750  -0.3700   0.10713   0.10136  -0.0105   1.0000   0.2911
  -6.500  -0.3489   0.10272   0.09694  -0.0088   1.0000   0.3018
  -6.250  -0.3912   0.10471   0.09913  -0.0047   1.0000   0.3070
  -6.000  -0.3730   0.10079   0.09520  -0.0030   1.0000   0.3198
  -5.750  -0.3775   0.09888   0.09336  -0.0004   1.0000   0.3291
  -5.500  -0.4062   0.09947   0.09409   0.0029   1.0000   0.3379
  -5.250  -0.3984   0.09662   0.09127   0.0055   1.0000   0.3512
  -5.000  -0.4025   0.09462   0.08934   0.0077   1.0000   0.3617
  -4.750  -0.4207   0.09388   0.08871   0.0091   1.0000   0.3736
  -4.500  -0.4325   0.09317   0.08807   0.0095   1.0000   0.3884
  -4.250  -0.4158   0.08922   0.08412   0.0136   1.0000   0.3981
  -4.000  -0.2741   0.05079   0.04379  -0.0796   1.0000   0.1606
  -3.750  -0.2330   0.04642   0.03905  -0.0859   1.0000   0.1565
  -3.500  -0.1805   0.04217   0.03407  -0.0942   1.0000   0.1534
  -3.250  -0.1353   0.03935   0.03056  -0.0996   1.0000   0.1513
  -3.000  -0.1005   0.03782   0.02865  -0.1023   1.0000   0.1550
  -2.750  -0.0664   0.03673   0.02707  -0.1046   1.0000   0.1603
  -2.500  -0.0382   0.03576   0.02595  -0.1056   1.0000   0.1648
  -2.250  -0.0122   0.03521   0.02532  -0.1060   1.0000   0.1725
  -2.000   0.0141   0.03479   0.02490  -0.1066   1.0000   0.1855
  -1.750   0.0422   0.03447   0.02461  -0.1074   1.0000   0.2037
  -1.500   0.0781   0.03398   0.02444  -0.1099   1.0000   0.2530
  -1.250   0.1126   0.03489   0.02709  -0.1086   0.9917   0.5827
  -1.000   0.1260   0.03646   0.02875  -0.1039   0.9817   0.6579
  -0.750   0.1392   0.03749   0.02980  -0.0995   0.9719   0.7110
  -0.500   0.1477   0.03805   0.03037  -0.0946   0.9621   0.7615
  -0.250   0.1521   0.03821   0.03055  -0.0894   0.9525   0.8084
   0.000   0.1630   0.03824   0.03054  -0.0859   0.9426   0.8511
   0.250   0.1870   0.03838   0.03057  -0.0856   0.9327   0.8875
   0.500   0.2068   0.03832   0.03045  -0.0853   0.9219   0.9254
   0.750   0.2409   0.03851   0.03057  -0.0889   0.9085   1.0000
   1.000   0.3011   0.03983   0.03160  -0.0980   0.8961   1.0000
   1.250   0.3631   0.04119   0.03270  -0.1070   0.8837   1.0000
   1.500   0.4254   0.04253   0.03380  -0.1155   0.8720   1.0000
   1.750   0.4641   0.04375   0.03487  -0.1200   0.8589   1.0000
   2.000   0.5035   0.04506   0.03603  -0.1242   0.8466   1.0000
   2.250   0.5473   0.04630   0.03713  -0.1285   0.8347   1.0000
   2.500   0.5916   0.04742   0.03814  -0.1324   0.8231   1.0000
   2.750   0.6157   0.04879   0.03944  -0.1336   0.8100   1.0000
   3.000   0.6440   0.05015   0.04074  -0.1352   0.7975   1.0000
   3.250   0.6794   0.05132   0.04186  -0.1373   0.7856   1.0000
   3.500   0.7199   0.05225   0.04277  -0.1398   0.7740   1.0000
   3.750   0.7387   0.05374   0.04426  -0.1399   0.7602   1.0000
   4.000   0.7611   0.05517   0.04569  -0.1403   0.7468   1.0000
   4.250   0.7880   0.05642   0.04694  -0.1409   0.7334   1.0000
   4.500   0.8201   0.05740   0.04796  -0.1419   0.7203   1.0000
   4.750   0.8685   0.05749   0.04810  -0.1438   0.7084   1.0000
   5.000   0.8873   0.05888   0.04954  -0.1434   0.6935   1.0000
   5.250   0.9061   0.06032   0.05106  -0.1430   0.6787   1.0000
   5.500   0.9267   0.06168   0.05249  -0.1426   0.6640   1.0000
   5.750   0.9487   0.06295   0.05384  -0.1423   0.6492   1.0000
   6.000   0.9714   0.06416   0.05514  -0.1420   0.6345   1.0000
   6.250   0.9960   0.06518   0.05628  -0.1416   0.6197   1.0000
   6.500   1.0213   0.06612   0.05733  -0.1411   0.6050   1.0000
   6.750   1.0484   0.06677   0.05810  -0.1405   0.5900   1.0000
   7.000   1.0788   0.06705   0.05855  -0.1399   0.5754   1.0000
   7.250   1.1480   0.06321   0.05494  -0.1397   0.5641   1.0000
   7.500   1.1785   0.06278   0.05470  -0.1383   0.5486   1.0000
   7.750   1.2229   0.06043   0.05255  -0.1367   0.5333   1.0000
   8.000   1.3623   0.04825   0.04074  -0.1387   0.5130   1.0000
   8.250   1.4381   0.04315   0.03573  -0.1397   0.4860   1.0000
   8.500   1.4646   0.04265   0.03530  -0.1377   0.4598   1.0000
   8.750   1.4995   0.04160   0.03421  -0.1364   0.4297   1.0000
   9.000   1.5239   0.04148   0.03399  -0.1342   0.3981   1.0000
   9.250   1.5398   0.04192   0.03431  -0.1314   0.3657   1.0000
   9.500   1.5503   0.04279   0.03503  -0.1281   0.3340   1.0000
   9.750   1.5581   0.04397   0.03602  -0.1248   0.3042   1.0000
  10.000   1.5681   0.04544   0.03725  -0.1220   0.2763   1.0000
  10.250   1.5730   0.04750   0.03927  -0.1190   0.2533   1.0000
  10.500   1.5889   0.04962   0.04116  -0.1173   0.2307   1.0000
  10.750   1.5965   0.05215   0.04373  -0.1149   0.2137   1.0000
  11.000   1.6075   0.05479   0.04640  -0.1131   0.1985   1.0000
  11.250   1.6234   0.05767   0.04932  -0.1119   0.1850   1.0000
  11.500   1.6432   0.06055   0.05215  -0.1112   0.1722   1.0000
  11.750   1.6262   0.06392   0.05601  -0.1068   0.1679   1.0000
  12.000   1.6509   0.06713   0.05916  -0.1068   0.1575   1.0000
  12.250   1.6276   0.07098   0.06349  -0.1025   0.1553   1.0000
  12.500   1.6057   0.07529   0.06818  -0.0993   0.1528   1.0000
  12.750   1.5887   0.07976   0.07295  -0.0971   0.1498   1.0000
  13.000   1.6045   0.08327   0.07644  -0.0965   0.1431   1.0000
  13.250   1.5728   0.08901   0.08254  -0.0948   0.1428   1.0000
  13.500   1.5388   0.09565   0.08950  -0.0944   0.1430   1.0000
  13.750   1.5036   0.10325   0.09737  -0.0954   0.1435   1.0000
  14.000   1.4671   0.11196   0.10630  -0.0978   0.1441   1.0000
<< Back to FX 63-120 AIRFOIL (fx63120-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 63-120 AIRFOIL (fx63120-il)