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

FX 77-W-121 (fx77w121-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 77-W-121 (fx77w121-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.12 at α=-1.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx77w121-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx77w121-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 77-W-121                                     
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.500  -0.4167   0.16855   0.16217   0.0090   1.0000   0.0993
 -13.250  -0.4180   0.16797   0.16167   0.0064   1.0000   0.1005
 -13.000  -0.4254   0.16856   0.16235   0.0032   1.0000   0.1011
 -12.750  -0.3917   0.15732   0.15112   0.0053   1.0000   0.1077
 -12.500  -0.3852   0.15443   0.14830   0.0038   1.0000   0.1114
 -12.250  -0.3859   0.15315   0.14710   0.0014   1.0000   0.1145
 -12.000  -0.3952   0.15372   0.14778  -0.0020   1.0000   0.1157
 -11.750  -0.3658   0.14434   0.13845  -0.0005   1.0000   0.1216
 -11.500  -0.3590   0.14131   0.13550  -0.0020   1.0000   0.1261
 -11.250  -0.3588   0.13964   0.13393  -0.0045   1.0000   0.1293
 -11.000  -0.3683   0.13966   0.13409  -0.0081   1.0000   0.1307
 -10.750  -0.3388   0.13140   0.12588  -0.0070   1.0000   0.1364
 -10.500  -0.3326   0.12850   0.12311  -0.0091   1.0000   0.1424
 -10.250  -0.3419   0.12816   0.12294  -0.0133   1.0000   0.1455
 -10.000  -0.3147   0.12122   0.11613  -0.0138   1.0000   0.1513
  -9.750  -0.3100   0.11872   0.11381  -0.0176   1.0000   0.1589
  -9.500  -0.3024   0.11524   0.11052  -0.0219   1.0000   0.1629
  -9.250  -0.2811   0.11101   0.10642  -0.0251   0.9911   0.1717
  -9.000  -0.2601   0.10657   0.10190  -0.0326   0.9245   0.1795
  -8.750  -0.2525   0.10439   0.09960  -0.0389   0.8939   0.1905
  -8.500  -0.2284   0.09962   0.09466  -0.0392   0.8735   0.2027
  -8.250  -0.2175   0.09641   0.09134  -0.0402   0.8573   0.2145
  -8.000  -0.2342   0.09620   0.09120  -0.0442   0.8445   0.2210
  -7.750  -0.2262   0.09319   0.08812  -0.0443   0.8338   0.2359
  -7.500  -0.2179   0.09029   0.08522  -0.0444   0.8239   0.2508
  -7.250  -0.2124   0.08762   0.08255  -0.0446   0.8160   0.2657
  -7.000  -0.2116   0.08542   0.08039  -0.0447   0.8087   0.2810
  -6.750  -0.1828   0.08104   0.07596  -0.0432   0.8020   0.3017
  -6.500  -0.1839   0.07930   0.07427  -0.0428   0.7957   0.3242
  -6.250  -0.1696   0.07629   0.07123  -0.0410   0.7903   0.3506
  -6.000  -0.1598   0.07398   0.06898  -0.0399   0.7845   0.3789
  -5.750  -0.1621   0.07268   0.06772  -0.0379   0.7796   0.4164
  -5.500  -0.1263   0.06919   0.06416  -0.0326   0.7750   0.4909
  -5.250  -0.0812   0.06558   0.06049  -0.0288   0.7703   0.5815
  -4.750   0.0836   0.05424   0.04873  -0.0339   0.7599   0.8455
  -4.500   0.0508   0.05465   0.04930  -0.0308   0.7571   0.7889
  -4.250  -0.0067   0.05571   0.05059  -0.0279   0.7548   0.7073
  -4.000  -0.0722   0.05631   0.05144  -0.0270   0.7528   0.6276
  -3.750  -0.0752   0.04934   0.04213  -0.0680   0.7509   0.1737
  -3.500  -0.0564   0.04706   0.03934  -0.0672   0.7486   0.1561
  -3.250  -0.0365   0.04536   0.03691  -0.0659   0.7465   0.1446
  -3.000  -0.0236   0.04459   0.03580  -0.0647   0.7444   0.1448
  -2.750  -0.0121   0.04404   0.03490  -0.0633   0.7422   0.1453
  -2.500   0.0011   0.04349   0.03408  -0.0621   0.7403   0.1447
  -2.250   0.0151   0.04311   0.03342  -0.0609   0.7394   0.1447
  -2.000   0.0287   0.04300   0.03295  -0.0596   0.7389   0.1460
  -1.750   0.0419   0.04280   0.03277  -0.0588   0.7383   0.1539
  -1.500   0.2755   0.03401   0.02683  -0.0909   0.7273   1.0000
  -1.250   0.2876   0.03542   0.02741  -0.0895   0.7262   1.0000
  -1.000   0.2937   0.03694   0.02860  -0.0880   0.7266   1.0000
  -0.750   0.2969   0.03850   0.02990  -0.0862   0.7270   1.0000
  -0.500   0.2991   0.04007   0.03123  -0.0842   0.7278   1.0000
  -0.250   0.3016   0.04165   0.03259  -0.0821   0.7292   1.0000
   0.000   0.2674   0.04372   0.03464  -0.0759   0.7383   1.0000
   0.250   0.2676   0.04529   0.03600  -0.0736   0.7435   1.0000
   1.500   0.0118   0.04566   0.03701  -0.0276   1.0000   1.0000
   1.750   0.0287   0.04684   0.03774  -0.0273   1.0000   1.0000
   2.250   0.1106   0.05231   0.04243  -0.0371   0.9728   1.0000
   2.500   0.1481   0.05464   0.04450  -0.0412   0.9497   1.0000
   2.750   0.1873   0.05755   0.04716  -0.0454   0.9314   1.0000
   3.000   0.2135   0.05917   0.04860  -0.0469   0.9082   1.0000
   3.250   0.2483   0.06186   0.05110  -0.0498   0.8909   1.0000
   3.500   0.2668   0.06319   0.05230  -0.0498   0.8698   1.0000
   3.750   0.2945   0.06538   0.05436  -0.0513   0.8518   1.0000
   4.000   0.3201   0.06757   0.05646  -0.0525   0.8359   1.0000
   4.250   0.3462   0.06994   0.05872  -0.0536   0.8202   1.0000
   4.500   0.3697   0.07218   0.06089  -0.0544   0.8051   1.0000
   4.750   0.3912   0.07433   0.06297  -0.0548   0.7904   1.0000
   5.000   0.4114   0.07642   0.06500  -0.0551   0.7756   1.0000
   5.250   0.4299   0.07841   0.06695  -0.0550   0.7609   1.0000
   5.500   0.4465   0.08029   0.06880  -0.0548   0.7465   1.0000
   5.750   0.4617   0.08213   0.07062  -0.0544   0.7321   1.0000
   6.000   0.4749   0.08385   0.07232  -0.0537   0.7179   1.0000
   6.250   0.4874   0.08566   0.07413  -0.0531   0.7039   1.0000
   6.500   0.4974   0.08739   0.07585  -0.0523   0.6909   1.0000
   6.750   0.5090   0.08934   0.07781  -0.0517   0.6780   1.0000
   7.000   0.5218   0.09151   0.07999  -0.0514   0.6663   1.0000
   7.250   0.5562   0.09542   0.08396  -0.0533   0.6577   1.0000
   7.500   0.5611   0.09677   0.08532  -0.0521   0.6440   1.0000
   7.750   0.5650   0.09832   0.08689  -0.0509   0.6315   1.0000
   8.000   0.5722   0.10043   0.08903  -0.0503   0.6214   1.0000
   8.250   0.6054   0.10453   0.09319  -0.0520   0.6133   1.0000
   8.500   0.6028   0.10550   0.09419  -0.0504   0.6008   1.0000
   8.750   0.6063   0.10743   0.09616  -0.0497   0.5900   1.0000
   9.000   0.6393   0.11184   0.10069  -0.0513   0.5835   1.0000
   9.250   0.6322   0.11263   0.10151  -0.0497   0.5717   1.0000
   9.500   0.6363   0.11487   0.10380  -0.0492   0.5623   1.0000
   9.750   0.6617   0.11849   0.10751  -0.0501   0.5546   1.0000
  10.000   0.6560   0.11991   0.10897  -0.0491   0.5444   1.0000
  10.250   0.6890   0.12476   0.11398  -0.0506   0.5386   1.0000
  10.500   0.6779   0.12527   0.11453  -0.0492   0.5273   1.0000
  10.750   0.6869   0.12837   0.11771  -0.0495   0.5212   1.0000
<< Back to FX 77-W-121 (fx77w121-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 77-W-121 (fx77w121-il)