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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 63-137 AIRFOIL (fx63137-il)