WORTMANN FX 63-137 AIRFOIL (fx63137-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 63-137 AIRFOIL (fx63137-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.61 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx63137-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx63137-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2813 0.13470 0.12831 -0.0348 1.0000 0.1078
-9.750 -0.2909 0.13347 0.12717 -0.0333 1.0000 0.1101
-9.500 -0.2920 0.13081 0.12455 -0.0401 0.9940 0.1131
-9.250 -0.2863 0.12719 0.12095 -0.0448 0.9878 0.1134
-9.000 -0.2675 0.11788 0.11154 -0.0487 0.9840 0.0771
-8.750 -0.2599 0.11373 0.10741 -0.0521 0.9774 0.0771
-8.500 -0.2503 0.10942 0.10310 -0.0563 0.9718 0.0772
-8.250 -0.2428 0.10561 0.09930 -0.0584 0.9645 0.0766
-8.000 -0.2325 0.10140 0.09509 -0.0620 0.9589 0.0760
-7.750 -0.2313 0.09784 0.09156 -0.0641 0.9502 0.0759
-7.500 -0.2237 0.09351 0.08723 -0.0682 0.9440 0.0755
-7.250 -0.2257 0.09018 0.08393 -0.0693 0.9338 0.0743
-7.000 -0.2245 0.08578 0.07955 -0.0729 0.9253 0.0729
-6.750 -0.2388 0.07078 0.06436 -0.0947 0.9129 0.0680
-6.500 -0.2356 0.06585 0.05929 -0.0996 0.9030 0.0677
-6.250 -0.2098 0.05811 0.05104 -0.1122 0.8976 0.0677
-6.000 -0.1912 0.05451 0.04721 -0.1161 0.8906 0.0690
-5.750 -0.1615 0.05110 0.04351 -0.1210 0.8853 0.0708
-5.500 -0.1177 0.04662 0.03843 -0.1291 0.8820 0.0716
-5.250 -0.0776 0.04342 0.03467 -0.1345 0.8780 0.0725
-5.000 -0.0469 0.04130 0.03213 -0.1371 0.8717 0.0736
-4.750 -0.0072 0.03923 0.02960 -0.1406 0.8676 0.0754
-4.500 0.0347 0.03752 0.02748 -0.1438 0.8644 0.0784
-4.250 0.0584 0.03676 0.02669 -0.1438 0.8570 0.0815
-4.000 0.0915 0.03578 0.02553 -0.1449 0.8515 0.0857
-3.750 0.1293 0.03470 0.02430 -0.1464 0.8477 0.0903
-3.500 0.1521 0.03426 0.02380 -0.1460 0.8401 0.0954
-3.250 0.1852 0.03357 0.02307 -0.1474 0.8349 0.1056
-3.000 0.2269 0.03275 0.02224 -0.1505 0.8315 0.1269
-2.750 0.2645 0.03203 0.02167 -0.1534 0.8264 0.1568
-2.500 0.3120 0.03084 0.02127 -0.1591 0.8213 0.2702
-2.250 0.3467 0.03091 0.02181 -0.1599 0.8164 0.4243
-2.000 0.3817 0.03129 0.02217 -0.1598 0.8127 0.5006
-1.750 0.3921 0.03215 0.02303 -0.1565 0.8019 0.5368
-1.500 0.4220 0.03242 0.02323 -0.1553 0.7973 0.5786
-1.250 0.4319 0.03306 0.02386 -0.1517 0.7871 0.6011
-1.000 0.4630 0.03304 0.02372 -0.1513 0.7819 0.6244
-0.750 0.4857 0.03334 0.02390 -0.1505 0.7743 0.6387
-0.500 0.5126 0.03354 0.02398 -0.1505 0.7676 0.6527
-0.250 0.5501 0.03340 0.02369 -0.1519 0.7638 0.6679
0.000 0.5663 0.03404 0.02426 -0.1507 0.7540 0.6806
0.250 0.5994 0.03391 0.02403 -0.1512 0.7488 0.6925
0.750 0.6557 0.03425 0.02420 -0.1517 0.7336 0.7163
1.000 0.6953 0.03382 0.02369 -0.1530 0.7298 0.7291
1.250 0.7060 0.03456 0.02445 -0.1508 0.7179 0.7398
1.500 0.7458 0.03421 0.02402 -0.1523 0.7138 0.7534
1.750 0.7567 0.03510 0.02493 -0.1504 0.7026 0.7648
2.000 0.7915 0.03489 0.02469 -0.1512 0.6980 0.7772
2.250 0.8038 0.03579 0.02562 -0.1495 0.6878 0.7891
2.500 0.8366 0.03568 0.02551 -0.1501 0.6825 0.8033
3.000 0.8818 0.03616 0.02606 -0.1486 0.6665 0.8347
3.500 0.9201 0.03648 0.02649 -0.1457 0.6497 0.8772
4.000 0.9646 0.03689 0.02701 -0.1444 0.6326 1.0000
4.500 1.0309 0.03773 0.02783 -0.1474 0.6163 1.0000
5.000 1.0905 0.03868 0.02881 -0.1490 0.5996 1.0000
5.500 1.1460 0.03953 0.02972 -0.1495 0.5822 1.0000
5.750 1.1590 0.04084 0.03107 -0.1483 0.5706 1.0000
6.000 1.2023 0.04005 0.03030 -0.1496 0.5645 1.0000
6.250 1.2122 0.04144 0.03178 -0.1480 0.5523 1.0000
6.500 1.2637 0.03998 0.03033 -0.1498 0.5467 1.0000
6.750 1.2677 0.04166 0.03210 -0.1475 0.5336 1.0000
7.000 1.2836 0.04259 0.03312 -0.1462 0.5225 1.0000
7.250 1.3214 0.04193 0.03250 -0.1467 0.5141 1.0000
7.500 1.3247 0.04374 0.03442 -0.1444 0.5014 1.0000
7.750 1.3463 0.04424 0.03502 -0.1436 0.4912 1.0000
8.000 1.3795 0.04378 0.03461 -0.1434 0.4816 1.0000
8.250 1.3851 0.04538 0.03633 -0.1414 0.4686 1.0000
8.500 1.3992 0.04626 0.03728 -0.1398 0.4556 1.0000
8.750 1.4142 0.04691 0.03801 -0.1382 0.4415 1.0000
9.000 1.4286 0.04753 0.03867 -0.1365 0.4264 1.0000
9.250 1.4445 0.04802 0.03917 -0.1350 0.4110 1.0000
9.500 1.4555 0.04905 0.04022 -0.1333 0.3955 1.0000
9.750 1.4597 0.05085 0.04212 -0.1314 0.3802 1.0000
10.000 1.4632 0.05283 0.04421 -0.1298 0.3656 1.0000
10.250 1.4688 0.05467 0.04612 -0.1283 0.3512 1.0000
10.500 1.4718 0.05684 0.04836 -0.1269 0.3360 1.0000
10.750 1.4707 0.05956 0.05119 -0.1256 0.3201 1.0000
11.000 1.4716 0.06211 0.05383 -0.1244 0.3045 1.0000
11.250 1.4756 0.06434 0.05608 -0.1234 0.2896 1.0000
11.500 1.4773 0.06700 0.05881 -0.1225 0.2751 1.0000
11.750 1.4758 0.07020 0.06210 -0.1218 0.2601 1.0000
12.000 1.4757 0.07326 0.06522 -0.1212 0.2457 1.0000
12.250 1.4778 0.07604 0.06801 -0.1205 0.2324 1.0000
12.500 1.4787 0.07908 0.07105 -0.1200 0.2192 1.0000
12.750 1.4763 0.08279 0.07482 -0.1199 0.2056 1.0000
13.000 1.4742 0.08648 0.07855 -0.1199 0.1929 1.0000
13.250 1.4743 0.08982 0.08185 -0.1198 0.1818 1.0000
13.500 1.4726 0.09369 0.08576 -0.1200 0.1708 1.0000
13.750 1.4718 0.09749 0.08962 -0.1204 0.1610 1.0000
14.000 1.4730 0.10091 0.09302 -0.1207 0.1525 1.0000
14.250 1.4724 0.10494 0.09723 -0.1214 0.1449 1.0000
14.500 1.4797 0.10738 0.09958 -0.1213 0.1394 1.0000
14.750 1.4817 0.11110 0.10351 -0.1220 0.1342 1.0000
15.000 1.4893 0.11368 0.10613 -0.1222 0.1298 1.0000
15.250 1.5034 0.11509 0.10750 -0.1217 0.1261 1.0000
15.500 1.4995 0.12009 0.11285 -0.1234 0.1228 1.0000
15.750 1.4971 0.12476 0.11776 -0.1250 0.1195 1.0000
16.000 1.5011 0.12811 0.12123 -0.1260 0.1165 1.0000
16.250 1.5150 0.12950 0.12260 -0.1258 0.1135 1.0000
16.500 1.4939 0.13808 0.13158 -0.1304 0.1116 1.0000
16.750 1.4655 0.14870 0.14255 -0.1366 0.1098 1.0000
17.000 1.4080 0.16764 0.16179 -0.1491 0.1079 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 63-137 AIRFOIL (fx63137-il)