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=5


Details Polar file
Airfoil: FX 76-MP-120 (fx76mp120-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 16.51 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx76mp120-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx76mp120-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.0687   0.12654   0.11964  -0.0895   0.9138   0.0867
  -9.000  -0.0601   0.12403   0.11712  -0.0914   0.9110   0.0895
  -8.750  -0.0603   0.12265   0.11577  -0.0916   0.9068   0.0916
  -8.500  -0.0698   0.12232   0.11551  -0.0903   0.9007   0.0930
  -8.250  -0.0753   0.12186   0.11509  -0.0920   0.8963   0.0941
  -8.000  -0.0848   0.12150   0.11480  -0.0917   0.8912   0.0945
  -7.750  -0.1009   0.12151   0.11489  -0.0892   0.8845   0.0946
  -7.500  -0.1052   0.12035   0.11377  -0.0899   0.8801   0.0948
  -7.250  -0.0657   0.11223   0.10558  -0.0897   0.8800   0.0975
  -7.000  -0.0661   0.11043   0.10381  -0.0877   0.8756   0.0996
  -6.750  -0.0763   0.10962   0.10306  -0.0846   0.8694   0.1008
  -6.500  -0.0759   0.10793   0.10139  -0.0844   0.8654   0.1038
  -6.250  -0.0890   0.10741   0.10094  -0.0822   0.8597   0.1066
  -6.000  -0.1049   0.10711   0.10072  -0.0810   0.8527   0.1085
  -5.750  -0.1024   0.10536   0.09897  -0.0889   0.8476   0.1101
  -5.500  -0.1172   0.10467   0.09834  -0.0873   0.8399   0.1102
  -5.250  -0.1082   0.10069   0.09442  -0.0800   0.8377   0.1132
  -5.000  -0.0974   0.09791   0.09162  -0.0806   0.8342   0.1161
  -4.750  -0.0942   0.09563   0.08935  -0.0814   0.8295   0.1173
  -4.250  -0.0528   0.08270   0.07603  -0.1026   0.8188   0.0664
  -4.000  -0.0289   0.07910   0.07235  -0.1054   0.8165   0.0656
  -3.750  -0.0240   0.07666   0.06985  -0.1065   0.8095   0.0656
  -3.500   0.0119   0.07176   0.06472  -0.1146   0.8058   0.0671
  -3.250   0.0469   0.06800   0.06077  -0.1200   0.8031   0.0680
  -3.000   0.1002   0.06268   0.05496  -0.1299   0.8014   0.0679
  -2.750   0.1108   0.06186   0.05410  -0.1293   0.7950   0.0705
  -2.500   0.1525   0.05884   0.05066  -0.1352   0.7915   0.0747
  -2.250   0.2089   0.05475   0.04575  -0.1436   0.7893   0.0780
  -2.000   0.2513   0.05281   0.04341  -0.1478   0.7869   0.0839
  -1.750   0.2779   0.05170   0.04193  -0.1491   0.7819   0.0874
  -1.500   0.3099   0.05057   0.04014  -0.1510   0.7772   0.0945
  -1.250   0.3421   0.04968   0.03910  -0.1524   0.7737   0.0998
  -1.000   0.3805   0.04886   0.03775  -0.1544   0.7711   0.1099
  -0.750   0.3913   0.04905   0.03794  -0.1527   0.7639   0.1145
  -0.500   0.4203   0.04874   0.03736  -0.1532   0.7595   0.1238
  -0.250   0.4546   0.04837   0.03684  -0.1543   0.7566   0.1359
   0.000   0.4678   0.04878   0.03709  -0.1527   0.7495   0.1445
   0.250   0.4943   0.04883   0.03703  -0.1529   0.7446   0.1600
   0.500   0.5287   0.04862   0.03674  -0.1540   0.7416   0.1799
   0.750   0.5403   0.04930   0.03744  -0.1524   0.7337   0.1984
   1.000   0.5701   0.04931   0.03750  -0.1531   0.7291   0.2338
   1.250   0.6082   0.04894   0.03748  -0.1552   0.7263   0.3199
   1.500   0.6145   0.04877   0.03869  -0.1526   0.7180   0.6598
   1.750   0.6334   0.04850   0.03835  -0.1504   0.7130   1.0000
   2.000   0.6482   0.04952   0.03913  -0.1492   0.7053   1.0000
   2.250   0.6740   0.05012   0.03947  -0.1493   0.6997   1.0000
   2.500   0.7083   0.05039   0.03949  -0.1502   0.6965   1.0000
   2.750   0.7147   0.05174   0.04075  -0.1482   0.6864   1.0000
   3.000   0.7472   0.05202   0.04084  -0.1489   0.6826   1.0000
   3.250   0.7554   0.05338   0.04212  -0.1472   0.6730   1.0000
   3.500   0.7861   0.05368   0.04228  -0.1477   0.6686   1.0000
   3.750   0.7961   0.05500   0.04355  -0.1462   0.6593   1.0000
   4.000   0.8248   0.05537   0.04382  -0.1464   0.6545   1.0000
   4.250   0.8364   0.05665   0.04507  -0.1452   0.6455   1.0000
   4.500   0.8632   0.05707   0.04542  -0.1452   0.6401   1.0000
   4.750   0.8760   0.05833   0.04665  -0.1441   0.6314   1.0000
   5.000   0.9012   0.05880   0.04710  -0.1439   0.6256   1.0000
   5.500   0.9389   0.06054   0.04882  -0.1426   0.6108   1.0000
   6.000   0.9765   0.06225   0.05057  -0.1413   0.5958   1.0000
   6.500   1.0137   0.06397   0.05233  -0.1399   0.5807   1.0000
   7.000   1.0505   0.06569   0.05416  -0.1385   0.5654   1.0000
   7.250   1.0575   0.06757   0.05609  -0.1373   0.5547   1.0000
   7.500   1.0866   0.06743   0.05601  -0.1370   0.5499   1.0000
   7.750   1.0922   0.06947   0.05813  -0.1358   0.5388   1.0000
   8.000   1.1227   0.06910   0.05785  -0.1355   0.5344   1.0000
   8.250   1.1264   0.07139   0.06022  -0.1342   0.5227   1.0000
   8.500   1.1583   0.07075   0.05967  -0.1339   0.5188   1.0000
   8.750   1.1604   0.07325   0.06226  -0.1326   0.5066   1.0000
   9.000   1.1937   0.07231   0.06146  -0.1322   0.5032   1.0000
   9.250   1.1943   0.07502   0.06427  -0.1309   0.4906   1.0000
   9.750   1.2283   0.07665   0.06614  -0.1292   0.4746   1.0000
  10.250   1.2622   0.07817   0.06793  -0.1273   0.4586   1.0000
  10.500   1.2619   0.08117   0.07106  -0.1263   0.4461   1.0000
  10.750   1.2962   0.07959   0.06963  -0.1255   0.4427   1.0000
  11.000   1.2934   0.08296   0.07313  -0.1245   0.4297   1.0000
  11.500   1.3257   0.08455   0.07505  -0.1226   0.4134   1.0000
  12.000   1.3597   0.08582   0.07664  -0.1207   0.3971   1.0000
  12.500   1.3503   0.09355   0.08465  -0.1195   0.3723   1.0000
  12.750   1.3851   0.09136   0.08269  -0.1182   0.3676   1.0000
  13.000   1.3763   0.09596   0.08742  -0.1179   0.3549   1.0000
  13.250   1.4104   0.09380   0.08546  -0.1165   0.3498   1.0000
  13.500   1.4063   0.09762   0.08944  -0.1161   0.3380   1.0000
  14.000   1.4421   0.09820   0.09041  -0.1141   0.3212   1.0000
  14.500   1.4118   0.10984   0.10232  -0.1150   0.2964   1.0000
  15.000   1.4434   0.11071   0.10356  -0.1132   0.2785   1.0000
  15.250   1.4294   0.11651   0.10949  -0.1142   0.2667   1.0000
  15.500   1.4442   0.11692   0.11010  -0.1133   0.2569   1.0000
  15.750   1.4802   0.11315   0.10647  -0.1108   0.2459   1.0000
  16.000   1.4679   0.11846   0.11193  -0.1119   0.2338   1.0000
  16.250   1.4568   0.12371   0.11733  -0.1131   0.2219   1.0000
  16.500   1.4565   0.12680   0.12053  -0.1136   0.2092   1.0000
<< Back to FX 76-MP-120 (fx76mp120-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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