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

FX 76-MP-120 (fx76mp120-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 76-MP-120 (fx76mp120-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 42.9 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx76mp120-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-fx76mp120-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 76-MP-120                                    
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.250  -0.1419   0.11858   0.11421  -0.0713   0.9112   0.0715
  -7.000  -0.1350   0.11642   0.11205  -0.0727   0.9088   0.0737
  -6.750  -0.1630   0.11703   0.11275  -0.0660   0.9042   0.0737
  -6.500  -0.1759   0.11645   0.11224  -0.0631   0.9014   0.0746
  -6.250  -0.1869   0.11563   0.11146  -0.0614   0.8985   0.0762
  -6.000  -0.2004   0.11517   0.11105  -0.0598   0.8963   0.0775
  -5.750  -0.2137   0.11504   0.11097  -0.0615   0.8947   0.0789
  -5.500  -0.3501   0.12359   0.11993  -0.0267   0.9668   0.0710
  -5.250  -0.3541   0.12131   0.11769  -0.0259   0.9597   0.0722
  -5.000  -0.3397   0.11871   0.11507  -0.0305   0.9541   0.0752
  -4.750  -0.3429   0.11633   0.11271  -0.0316   0.9462   0.0770
  -4.500  -0.2950   0.11264   0.10887  -0.0599   0.9390   0.0801
  -4.250  -0.3055   0.10846   0.10477  -0.0524   0.9309   0.0808
  -4.000  -0.2976   0.10567   0.10201  -0.0469   0.9263   0.0830
  -3.750  -0.2922   0.10347   0.09980  -0.0462   0.9207   0.0855
  -3.500  -0.2659   0.10005   0.09632  -0.0529   0.9124   0.0909
  -3.250  -0.2159   0.09470   0.09083  -0.0691   0.9086   0.0967
  -3.000  -0.2138   0.09209   0.08824  -0.0664   0.8986   0.0985
  -2.250   0.0019   0.07694   0.07216  -0.1101   0.8462   0.1426
  -2.000   0.0031   0.07498   0.07034  -0.1072   0.8457   0.1444
  -1.750   0.0870   0.07031   0.06522  -0.1193   0.8191   0.1736
  -1.500   0.1144   0.06783   0.06267  -0.1218   0.8100   0.1915
  -1.250   0.1506   0.06523   0.06006  -0.1244   0.8041   0.2101
  -1.000   0.3174   0.05317   0.04539  -0.1510   0.8015   0.1107
  -0.750   0.3187   0.05311   0.04547  -0.1485   0.7923   0.1149
  -0.500   0.3668   0.05179   0.04367  -0.1516   0.7879   0.1204
  -0.250   0.3880   0.05170   0.04320  -0.1512   0.7801   0.1269
   0.000   0.4191   0.05120   0.04263  -0.1520   0.7744   0.1346
   0.250   0.4684   0.05048   0.04170  -0.1549   0.7711   0.1492
   0.500   0.4714   0.05114   0.04229  -0.1521   0.7610   0.1552
   0.750   0.5127   0.05076   0.04179  -0.1539   0.7571   0.1745
   1.000   0.5219   0.05130   0.04244  -0.1519   0.7480   0.1856
   1.250   0.5576   0.05107   0.04230  -0.1531   0.7433   0.2154
   1.500   0.6062   0.05046   0.04190  -0.1557   0.7407   0.2824
   1.750   0.6166   0.05075   0.04323  -0.1551   0.7301   0.5277
   2.000   0.6498   0.04983   0.04271  -0.1542   0.7268   1.0000
   2.250   0.6549   0.05116   0.04393  -0.1521   0.7162   1.0000
   2.500   0.6958   0.05119   0.04372  -0.1536   0.7125   1.0000
   2.750   0.7022   0.05256   0.04502  -0.1517   0.7022   1.0000
   3.000   0.7410   0.05257   0.04486  -0.1529   0.6982   1.0000
   3.250   0.7497   0.05390   0.04613  -0.1513   0.6881   1.0000
   3.500   0.7864   0.05390   0.04600  -0.1522   0.6839   1.0000
   3.750   0.8306   0.05352   0.04551  -0.1538   0.6817   1.0000
   4.000   0.8310   0.05525   0.04723  -0.1515   0.6696   1.0000
   4.250   0.8752   0.05468   0.04657  -0.1529   0.6673   1.0000
   4.500   0.8764   0.05644   0.04833  -0.1507   0.6552   1.0000
   4.750   0.9193   0.05579   0.04763  -0.1519   0.6528   1.0000
   5.000   0.9216   0.05757   0.04942  -0.1498   0.6407   1.0000
   5.250   0.9634   0.05686   0.04867  -0.1508   0.6383   1.0000
   5.500   0.9657   0.05874   0.05056  -0.1488   0.6263   1.0000
   5.750   1.0073   0.05786   0.04969  -0.1497   0.6238   1.0000
   6.000   1.0100   0.05976   0.05161  -0.1477   0.6117   1.0000
   6.250   1.0515   0.05873   0.05058  -0.1485   0.6093   1.0000
   6.500   1.0542   0.06070   0.05259  -0.1466   0.5971   1.0000
   6.750   1.0957   0.05947   0.05139  -0.1472   0.5947   1.0000
   7.000   1.1405   0.05787   0.04983  -0.1480   0.5931   1.0000
   7.250   1.1397   0.06013   0.05213  -0.1458   0.5801   1.0000
   7.500   1.1853   0.05822   0.05030  -0.1465   0.5786   1.0000
   7.750   1.1845   0.06055   0.05268  -0.1444   0.5655   1.0000
   8.000   1.2181   0.05963   0.05183  -0.1442   0.5613   1.0000
   8.250   1.2781   0.05580   0.04810  -0.1454   0.5631   1.0000
   8.500   1.2560   0.06039   0.05275  -0.1421   0.5448   1.0000
   8.750   1.3165   0.05616   0.04862  -0.1430   0.5468   1.0000
   9.000   1.3750   0.05221   0.04480  -0.1440   0.5476   1.0000
   9.250   1.4411   0.04779   0.04052  -0.1459   0.5481   1.0000
   9.500   1.4388   0.04988   0.04268  -0.1431   0.5347   1.0000
   9.750   1.5127   0.04497   0.03794  -0.1458   0.5341   1.0000
  10.000   1.5149   0.04652   0.03959  -0.1432   0.5213   1.0000
  10.250   1.6135   0.04029   0.03351  -0.1485   0.5188   1.0000
  10.500   1.6209   0.04127   0.03459  -0.1460   0.5058   1.0000
  10.750   1.6407   0.04143   0.03483  -0.1448   0.4935   1.0000
  11.000   1.6732   0.04070   0.03419  -0.1447   0.4810   1.0000
  11.250   1.7036   0.04020   0.03376  -0.1444   0.4675   1.0000
  11.500   1.7266   0.04025   0.03385  -0.1434   0.4531   1.0000
  11.750   1.7425   0.04075   0.03439  -0.1418   0.4383   1.0000
  12.000   1.7528   0.04158   0.03526  -0.1397   0.4232   1.0000
  12.250   1.7580   0.04271   0.03643  -0.1371   0.4076   1.0000
  12.500   1.7600   0.04405   0.03782  -0.1343   0.3919   1.0000
  12.750   1.7585   0.04565   0.03944  -0.1314   0.3761   1.0000
  13.000   1.7548   0.04746   0.04128  -0.1284   0.3603   1.0000
  13.250   1.7493   0.04949   0.04334  -0.1255   0.3446   1.0000
  13.500   1.7428   0.05171   0.04559  -0.1227   0.3292   1.0000
  13.750   1.7358   0.05414   0.04805  -0.1201   0.3140   1.0000
  14.000   1.7283   0.05676   0.05072  -0.1177   0.2991   1.0000
  14.250   1.7206   0.05958   0.05359  -0.1155   0.2844   1.0000
  14.500   1.7125   0.06261   0.05667  -0.1136   0.2699   1.0000
  14.750   1.7031   0.06593   0.06004  -0.1119   0.2553   1.0000
  15.000   1.6932   0.06951   0.06370  -0.1104   0.2406   1.0000
  15.250   1.6815   0.07347   0.06772  -0.1091   0.2256   1.0000
  15.500   1.6690   0.07774   0.07205  -0.1082   0.2102   1.0000
  15.750   1.6547   0.08245   0.07680  -0.1075   0.1942   1.0000
  16.000   1.6385   0.08759   0.08194  -0.1072   0.1774   1.0000
  16.250   1.6204   0.09325   0.08757  -0.1072   0.1596   1.0000
  16.500   1.6000   0.09955   0.09389  -0.1078   0.1400   1.0000
  16.750   1.5784   0.10617   0.10037  -0.1087   0.1217   1.0000
  17.000   1.5575   0.11290   0.10700  -0.1099   0.1036   1.0000
  17.250   1.5393   0.11931   0.11329  -0.1112   0.0886   1.0000
<< Back to FX 76-MP-120 (fx76mp120-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 76-MP-120 (fx76mp120-il)