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

FX 63-137 13.7% smoothed (fx63137sm-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 63-137 13.7% smoothed (fx63137sm-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 25.95 at α=11.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx63137sm-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx63137sm-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 63-137 13.7% smoothed                        
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.250  -0.3624   0.12711   0.12162  -0.0134   1.0000   0.2285
  -7.000  -0.3392   0.12198   0.11650  -0.0114   1.0000   0.2360
  -6.750  -0.3539   0.12163   0.11624  -0.0097   1.0000   0.2433
  -6.500  -0.3932   0.12356   0.11832  -0.0078   1.0000   0.2458
  -6.250  -0.3591   0.11768   0.11242  -0.0062   1.0000   0.2552
  -6.000  -0.3902   0.11864   0.11350  -0.0040   1.0000   0.2619
  -5.750  -0.3796   0.11502   0.10993  -0.0024   1.0000   0.2682
  -5.500  -0.3927   0.11434   0.10932  -0.0001   1.0000   0.2770
  -5.250  -0.4280   0.11483   0.10995   0.0021   1.0000   0.2810
  -5.000  -0.4055   0.11097   0.10609   0.0042   1.0000   0.2921
  -4.750  -0.4330   0.11065   0.10589   0.0054   1.0000   0.2987
  -4.500  -0.4222   0.10790   0.10315   0.0082   1.0000   0.3095
  -4.250  -0.4317   0.10608   0.10141   0.0092   1.0000   0.3182
  -4.000  -0.4486   0.10554   0.10096   0.0077   1.0000   0.3320
  -3.750  -0.4331   0.10212   0.09754   0.0125   1.0000   0.3404
  -3.500  -0.4378   0.10017   0.09567   0.0134   1.0000   0.3539
  -3.250  -0.2562   0.05885   0.05229  -0.0863   1.0000   0.1443
  -3.000  -0.2255   0.05541   0.04878  -0.0900   1.0000   0.1408
  -2.750  -0.1568   0.05012   0.04253  -0.1027   1.0000   0.1325
  -2.500  -0.1133   0.04808   0.03999  -0.1082   1.0000   0.1341
  -2.250   0.0134   0.04640   0.03722  -0.1262   0.9710   0.1467
  -2.000   0.0641   0.04577   0.03638  -0.1308   0.9605   0.1625
  -1.750   0.1146   0.04527   0.03597  -0.1350   0.9511   0.1909
  -1.500   0.1600   0.04448   0.03567  -0.1391   0.9422   0.2640
  -1.250   0.1848   0.04574   0.03847  -0.1361   0.9339   0.5302
  -1.000   0.1856   0.04720   0.04005  -0.1295   0.9267   0.5891
  -0.750   0.1907   0.04847   0.04133  -0.1240   0.9194   0.6374
  -0.500   0.1932   0.04932   0.04218  -0.1186   0.9123   0.6746
  -0.250   0.2034   0.05014   0.04295  -0.1143   0.9047   0.7136
   0.000   0.2065   0.05064   0.04341  -0.1100   0.8980   0.7450
   0.250   0.2243   0.05125   0.04390  -0.1073   0.8897   0.7860
   0.500   0.2247   0.05148   0.04410  -0.1033   0.8833   0.8113
   0.750   0.2527   0.05195   0.04441  -0.1032   0.8743   0.8447
   1.000   0.2611   0.05233   0.04472  -0.1019   0.8665   0.8659
   1.250   0.2943   0.05281   0.04503  -0.1033   0.8566   0.8951
   1.500   0.2989   0.05312   0.04533  -0.1016   0.8493   0.9180
   1.750   0.3329   0.05359   0.04571  -0.1040   0.8384   0.9628
   2.000   0.3603   0.05485   0.04688  -0.1077   0.8289   1.0000
   2.250   0.4105   0.05661   0.04844  -0.1145   0.8153   1.0000
   2.500   0.4658   0.05842   0.05004  -0.1216   0.8021   1.0000
   2.750   0.5244   0.06009   0.05152  -0.1288   0.7891   1.0000
   3.000   0.5436   0.06203   0.05341  -0.1310   0.7782   1.0000
   3.250   0.5856   0.06381   0.05506  -0.1356   0.7656   1.0000
   3.500   0.6420   0.06530   0.05640  -0.1413   0.7533   1.0000
   3.750   0.6556   0.06743   0.05851  -0.1424   0.7420   1.0000
   4.000   0.6839   0.06936   0.06038  -0.1447   0.7301   1.0000
   4.250   0.7300   0.07074   0.06166  -0.1482   0.7185   1.0000
   4.500   0.7463   0.07285   0.06375  -0.1491   0.7067   1.0000
   4.750   0.7631   0.07510   0.06598  -0.1498   0.6955   1.0000
   5.000   0.8008   0.07646   0.06729  -0.1518   0.6837   1.0000
   5.250   0.8192   0.07854   0.06938  -0.1525   0.6724   1.0000
   5.500   0.8293   0.08109   0.07194  -0.1525   0.6610   1.0000
   5.750   0.8616   0.08256   0.07340  -0.1537   0.6495   1.0000
   6.000   0.8812   0.08462   0.07549  -0.1542   0.6384   1.0000
   6.250   0.8858   0.08757   0.07848  -0.1540   0.6269   1.0000
   6.500   0.9142   0.08919   0.08011  -0.1547   0.6157   1.0000
   6.750   0.9368   0.09104   0.08201  -0.1551   0.6043   1.0000
   7.000   0.9341   0.09468   0.08570  -0.1547   0.5933   1.0000
   7.250   0.9595   0.09642   0.08751  -0.1551   0.5819   1.0000
   7.500   0.9905   0.09757   0.08871  -0.1554   0.5701   1.0000
   7.750   0.9774   0.10225   0.09346  -0.1551   0.5593   1.0000
   8.000   0.9966   0.10433   0.09561  -0.1551   0.5471   1.0000
   8.250   1.0372   0.10452   0.09588  -0.1551   0.5347   1.0000
   8.500   1.0316   0.10861   0.10006  -0.1550   0.5223   1.0000
   8.750   1.0335   0.11216   0.10368  -0.1549   0.5098   1.0000
   9.000   1.0506   0.11413   0.10574  -0.1546   0.4957   1.0000
   9.250   1.0720   0.11550   0.10722  -0.1540   0.4808   1.0000
   9.500   1.0942   0.11651   0.10832  -0.1532   0.4651   1.0000
   9.750   1.1165   0.11731   0.10922  -0.1522   0.4492   1.0000
  10.000   1.1379   0.11798   0.11001  -0.1511   0.4328   1.0000
  10.250   1.1592   0.11852   0.11065  -0.1498   0.4165   1.0000
  10.500   1.1817   0.11873   0.11099  -0.1484   0.4004   1.0000
  10.750   1.2027   0.11895   0.11132  -0.1469   0.3841   1.0000
  11.000   1.2339   0.11738   0.10990  -0.1446   0.3686   1.0000
  11.250   1.3085   0.10730   0.10005  -0.1391   0.3551   1.0000
  11.500   1.3258   0.10722   0.10008  -0.1372   0.3395   1.0000
  11.750   1.6458   0.06343   0.05590  -0.1282   0.2960   1.0000
  12.000   1.6530   0.06568   0.05815  -0.1263   0.2806   1.0000
  12.250   1.6577   0.06833   0.06084  -0.1246   0.2677   1.0000
  12.500   1.2317   0.14278   0.13579  -0.1472   0.2844   1.0000
  12.750   1.6541   0.07523   0.06796  -0.1215   0.2485   1.0000
  13.000   1.6666   0.07790   0.07067  -0.1206   0.2398   1.0000
  13.250   1.6105   0.08710   0.08026  -0.1194   0.2385   1.0000
  13.500   1.4966   0.10643   0.09995  -0.1231   0.2413   1.0000
<< Back to FX 63-137 13.7% smoothed (fx63137sm-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 63-137 13.7% smoothed (fx63137sm-il)