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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 63-120 AIRFOIL (fx63120-il)