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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 76-MP-120 (fx76mp120-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.84 at α=6.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx76mp120-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx76mp120-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.3637   0.14734   0.14189  -0.0159   1.0000   0.1206
  -7.500  -0.3713   0.14630   0.14091  -0.0153   1.0000   0.1230
  -7.250  -0.3869   0.14654   0.14122  -0.0149   1.0000   0.1248
  -7.000  -0.4052   0.14693   0.14170  -0.0141   1.0000   0.1255
  -6.750  -0.4274   0.14763   0.14248  -0.0128   1.0000   0.1258
  -6.500  -0.3912   0.13845   0.13325  -0.0114   1.0000   0.1306
  -6.250  -0.3941   0.13637   0.13121  -0.0100   1.0000   0.1341
  -6.000  -0.4031   0.13500   0.12989  -0.0087   1.0000   0.1371
  -5.750  -0.4195   0.13439   0.12936  -0.0072   1.0000   0.1394
  -5.500  -0.4369   0.13419   0.12923  -0.0073   1.0000   0.1409
  -5.250  -0.4501   0.13426   0.12936  -0.0125   1.0000   0.1419
  -5.000  -0.4395   0.12805   0.12318  -0.0058   1.0000   0.1448
  -4.750  -0.4371   0.12520   0.12035  -0.0041   1.0000   0.1486
  -4.500  -0.4391   0.12303   0.11822  -0.0044   1.0000   0.1527
  -4.250  -0.4405   0.12211   0.11731  -0.0135   1.0000   0.1577
  -4.000  -0.4390   0.11793   0.11319  -0.0107   1.0000   0.1599
  -3.750  -0.4361   0.11488   0.11016  -0.0075   1.0000   0.1641
  -3.500  -0.4295   0.11242   0.10770  -0.0107   1.0000   0.1713
  -3.250  -0.4204   0.10902   0.10431  -0.0150   1.0000   0.1767
  -3.000  -0.3963   0.10684   0.10203  -0.0254   1.0000   0.1902
  -2.750  -0.4012   0.10303   0.09831  -0.0184   1.0000   0.1935
  -2.500  -0.3784   0.10025   0.09547  -0.0260   1.0000   0.2074
  -2.250  -0.3792   0.09738   0.09267  -0.0208   1.0000   0.2134
  -2.000  -0.3603   0.09432   0.08957  -0.0252   1.0000   0.2267
  -1.750  -0.3410   0.09144   0.08666  -0.0288   1.0000   0.2419
  -1.500  -0.3048   0.08942   0.08448  -0.0383   1.0000   0.2703
  -1.250  -0.3083   0.08628   0.08146  -0.0322   1.0000   0.2764
  -1.000  -0.2878   0.08399   0.07914  -0.0351   1.0000   0.3053
  -0.750  -0.2751   0.08188   0.07705  -0.0348   1.0000   0.3373
   0.500  -0.0149   0.07093   0.06495  -0.0843   0.9869   0.3543
   0.750  -0.0458   0.07090   0.06545  -0.0686   0.9807   0.4707
   1.000  -0.0937   0.07019   0.06517  -0.0472   0.9756   0.5815
   1.250   0.2064   0.06710   0.05797  -0.1198   0.9713   0.2020
   1.500   0.2485   0.06837   0.05883  -0.1235   0.9669   0.2118
   1.750   0.2768   0.06881   0.05901  -0.1252   0.9570   0.2259
   2.000   0.3066   0.06993   0.05989  -0.1270   0.9499   0.2410
   2.250   0.3420   0.07144   0.06121  -0.1294   0.9412   0.2682
   2.500   0.3653   0.07229   0.06202  -0.1301   0.9315   0.2933
   2.750   0.4054   0.07429   0.06416  -0.1334   0.9252   0.3575
   3.000   0.4229   0.07303   0.06491  -0.1327   0.9149   0.9312
   3.250   0.4473   0.07499   0.06597  -0.1331   0.9053   1.0000
   3.500   0.4803   0.07768   0.06824  -0.1354   0.8947   1.0000
   3.750   0.4945   0.07897   0.06936  -0.1351   0.8823   1.0000
   4.000   0.5125   0.08094   0.07115  -0.1355   0.8724   1.0000
   4.250   0.5492   0.08422   0.07418  -0.1384   0.8631   1.0000
   4.500   0.5581   0.08526   0.07516  -0.1374   0.8507   1.0000
   4.750   0.5726   0.08719   0.07701  -0.1374   0.8407   1.0000
   5.000   0.6101   0.09070   0.08035  -0.1404   0.8320   1.0000
   5.250   0.6148   0.09169   0.08131  -0.1391   0.8199   1.0000
   5.500   0.6279   0.09381   0.08339  -0.1390   0.8109   1.0000
   5.750   0.6623   0.09707   0.08655  -0.1415   0.8014   1.0000
   6.000   0.6651   0.09829   0.08779  -0.1401   0.7899   1.0000
   6.250   0.6811   0.10085   0.09032  -0.1406   0.7822   1.0000
   6.500   0.7094   0.10364   0.09307  -0.1422   0.7713   1.0000
   6.750   0.7114   0.10522   0.09468  -0.1411   0.7608   1.0000
   7.000   0.7317   0.10818   0.09762  -0.1421   0.7533   1.0000
   7.250   0.7534   0.11061   0.10007  -0.1429   0.7417   1.0000
   7.500   0.7549   0.11250   0.10200  -0.1420   0.7320   1.0000
   7.750   0.7793   0.11575   0.10525  -0.1434   0.7244   1.0000
   8.000   0.7938   0.11790   0.10744  -0.1437   0.7126   1.0000
   8.250   0.7958   0.12011   0.10970  -0.1431   0.7037   1.0000
   8.500   0.8215   0.12342   0.11306  -0.1445   0.6952   1.0000
   8.750   0.8330   0.12555   0.11524  -0.1446   0.6834   1.0000
   9.000   0.8350   0.12795   0.11770  -0.1442   0.6747   1.0000
   9.250   0.8611   0.13137   0.12116  -0.1457   0.6660   1.0000
   9.500   0.8682   0.13345   0.12332  -0.1456   0.6545   1.0000
   9.750   0.8718   0.13607   0.12602  -0.1456   0.6461   1.0000
  10.000   0.8998   0.13965   0.12967  -0.1470   0.6369   1.0000
  10.250   0.9007   0.14158   0.13168  -0.1467   0.6259   1.0000
  10.500   0.9074   0.14450   0.13467  -0.1471   0.6181   1.0000
  10.750   0.9377   0.14821   0.13846  -0.1485   0.6077   1.0000
  11.000   0.9306   0.14996   0.14032  -0.1481   0.5978   1.0000
  11.250   0.9443   0.15332   0.14377  -0.1490   0.5905   1.0000
  11.500   0.9665   0.15644   0.14699  -0.1498   0.5788   1.0000
  11.750   0.9602   0.15856   0.14918  -0.1499   0.5703   1.0000
  12.000   0.9835   0.16250   0.15322  -0.1511   0.5623   1.0000
<< Back to FX 76-MP-120 (fx76mp120-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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