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

WORTMANN FX 63-137 AIRFOIL (fx63137-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 63-137 AIRFOIL (fx63137-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 26.82 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx63137-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx63137-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: WORTMANN FX 63-137 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.3477   0.12751   0.12199  -0.0156   1.0000   0.2328
  -7.500  -0.3328   0.12331   0.11782  -0.0134   1.0000   0.2432
  -7.250  -0.3597   0.12427   0.11890  -0.0119   1.0000   0.2491
  -7.000  -0.3453   0.12010   0.11474  -0.0099   1.0000   0.2577
  -6.750  -0.3691   0.12055   0.11530  -0.0081   1.0000   0.2652
  -6.500  -0.3579   0.11706   0.11183  -0.0062   1.0000   0.2763
  -6.250  -0.3889   0.11808   0.11298  -0.0040   1.0000   0.2821
  -6.000  -0.3728   0.11422   0.10913  -0.0022   1.0000   0.2943
  -5.750  -0.4141   0.11595   0.11100   0.0009   1.0000   0.2991
  -5.500  -0.3892   0.11122   0.10626   0.0021   1.0000   0.3116
  -5.250  -0.4380   0.11342   0.10863   0.0049   1.0000   0.3164
  -5.000  -0.4086   0.10837   0.10354   0.0069   1.0000   0.3289
  -4.750  -0.4265   0.10725   0.10253   0.0091   1.0000   0.3362
  -4.500  -0.4370   0.10632   0.10165   0.0107   1.0000   0.3489
  -4.250  -0.4267   0.10308   0.09842   0.0131   1.0000   0.3584
  -4.000  -0.4391   0.10169   0.09711   0.0142   1.0000   0.3704
  -3.750  -0.4490   0.10055   0.09603   0.0145   1.0000   0.3857
  -3.500  -0.2915   0.05938   0.05322  -0.0796   1.0000   0.1715
  -3.250  -0.2159   0.05195   0.04473  -0.0961   1.0000   0.1549
  -3.000  -0.1749   0.04922   0.04161  -0.1016   1.0000   0.1521
  -2.750  -0.1323   0.04716   0.03902  -0.1070   1.0000   0.1509
  -2.500  -0.0934   0.04593   0.03727  -0.1111   1.0000   0.1533
  -2.250   0.0083   0.04542   0.03622  -0.1245   0.9743   0.1643
  -2.000   0.0538   0.04502   0.03562  -0.1282   0.9640   0.1745
  -1.750   0.0976   0.04494   0.03555  -0.1316   0.9550   0.1982
  -1.500   0.1472   0.04477   0.03571  -0.1365   0.9460   0.2532
  -1.250   0.1837   0.04503   0.03755  -0.1372   0.9370   0.4902
  -1.000   0.1919   0.04703   0.03970  -0.1310   0.9295   0.5822
  -0.750   0.1931   0.04807   0.04076  -0.1256   0.9211   0.6229
  -0.500   0.2062   0.04934   0.04199  -0.1209   0.9123   0.6712
  -0.250   0.2061   0.04989   0.04256  -0.1156   0.9031   0.7050
   0.000   0.2162   0.05054   0.04316  -0.1111   0.8933   0.7480
   0.250   0.2209   0.05091   0.04350  -0.1068   0.8851   0.7835
   0.500   0.2296   0.05118   0.04371  -0.1029   0.8770   0.8193
   0.750   0.2359   0.05141   0.04388  -0.1000   0.8696   0.8488
   1.000   0.2579   0.05179   0.04414  -0.0994   0.8614   0.8768
   1.250   0.2665   0.05231   0.04462  -0.0983   0.8559   0.8986
   1.500   0.2916   0.05274   0.04496  -0.0989   0.8479   0.9305
   1.750   0.3024   0.05327   0.04549  -0.0989   0.8405   0.9756
   2.000   0.2301   0.05627   0.04886  -0.0926   0.9437   1.0000
   2.250   0.2766   0.05839   0.05077  -0.0996   0.9266   1.0000
   2.500   0.4657   0.05805   0.04964  -0.1195   0.7969   1.0000
   2.750   0.4892   0.05981   0.05132  -0.1223   0.7858   1.0000
   3.000   0.5314   0.06162   0.05302  -0.1271   0.7743   1.0000
   3.250   0.5921   0.06318   0.05441  -0.1335   0.7624   1.0000
   3.500   0.5980   0.06548   0.05672  -0.1343   0.7533   1.0000
   3.750   0.6409   0.06738   0.05853  -0.1386   0.7436   1.0000
   4.000   0.6638   0.06947   0.06058  -0.1407   0.7333   1.0000
   4.250   0.6908   0.07130   0.06237  -0.1427   0.7200   1.0000
   4.500   0.7241   0.07284   0.06385  -0.1449   0.7057   1.0000
   4.750   0.7631   0.07425   0.06521  -0.1474   0.6934   1.0000
   5.000   0.7796   0.07658   0.06753  -0.1483   0.6835   1.0000
   5.250   0.7957   0.07898   0.06993  -0.1491   0.6732   1.0000
   5.500   0.8414   0.07998   0.07089  -0.1514   0.6620   1.0000
   5.750   0.8382   0.08319   0.07415  -0.1509   0.6514   1.0000
   6.000   0.8572   0.08536   0.07635  -0.1515   0.6399   1.0000
   6.250   0.8885   0.08662   0.07761  -0.1523   0.6263   1.0000
   6.500   0.9292   0.08703   0.07803  -0.1531   0.6123   1.0000
   6.750   0.9388   0.08940   0.08047  -0.1528   0.5986   1.0000
   7.000   0.9390   0.09284   0.08397  -0.1525   0.5870   1.0000
   7.250   0.9682   0.09439   0.08556  -0.1531   0.5767   1.0000
   7.500   0.9802   0.09707   0.08831  -0.1532   0.5656   1.0000
   7.750   0.9813   0.10058   0.09191  -0.1531   0.5535   1.0000
   8.000   0.9999   0.10250   0.09389  -0.1529   0.5397   1.0000
   8.250   1.0284   0.10342   0.09488  -0.1527   0.5258   1.0000
   8.500   1.0682   0.10320   0.09476  -0.1524   0.5133   1.0000
   8.750   1.0506   0.10879   0.10044  -0.1525   0.5008   1.0000
   9.000   1.0542   0.11257   0.10430  -0.1527   0.4899   1.0000
   9.250   1.0894   0.11288   0.10471  -0.1522   0.4781   1.0000
   9.500   1.0970   0.11585   0.10780  -0.1521   0.4651   1.0000
   9.750   1.0880   0.12085   0.11288  -0.1526   0.4525   1.0000
  10.000   1.1002   0.12332   0.11545  -0.1523   0.4389   1.0000
  10.250   1.1190   0.12449   0.11672  -0.1515   0.4228   1.0000
  10.500   1.1404   0.12496   0.11729  -0.1502   0.4057   1.0000
  11.000   1.6008   0.05969   0.05258  -0.1333   0.3637   1.0000
  11.250   1.1995   0.12691   0.11962  -0.1467   0.3600   1.0000
  11.500   1.2252   0.12612   0.11899  -0.1447   0.3447   1.0000
  11.750   1.2495   0.12482   0.11783  -0.1425   0.3277   1.0000
  12.000   1.3390   0.10973   0.10302  -0.1341   0.3125   1.0000
  12.250   1.6469   0.06567   0.05813  -0.1218   0.2524   1.0000
  12.500   1.6534   0.06821   0.06062  -0.1202   0.2368   1.0000
  12.750   1.6741   0.07034   0.06265  -0.1193   0.2223   1.0000
  13.000   1.6510   0.07577   0.06846  -0.1174   0.2166   1.0000
  13.250   1.6757   0.07792   0.07058  -0.1169   0.2071   1.0000
  13.500   1.6421   0.08463   0.07769  -0.1156   0.2045   1.0000
  13.750   1.6031   0.09263   0.08605  -0.1155   0.2028   1.0000
  14.000   1.5217   0.10724   0.10106  -0.1189   0.2045   1.0000
  14.250   1.2220   0.17851   0.17209  -0.1600   0.2184   1.0000
<< Back to WORTMANN FX 63-137 AIRFOIL (fx63137-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WORTMANN FX 63-137 AIRFOIL (fx63137-il)