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-270S (fx77w270s-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: FX 77-W-270S (fx77w270s-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 2.01 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx77w270s-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx77w270s-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 77-W-270S                                    
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.750  -0.4508   0.11660   0.10816  -0.0496   0.6356   0.0806
 -14.500  -0.5200   0.10113   0.09244  -0.0583   0.6400   0.0800
 -14.250  -0.5674   0.09170   0.08272  -0.0624   0.6402   0.0797
 -14.000  -0.6017   0.08491   0.07562  -0.0644   0.6381   0.0798
 -13.750  -0.6272   0.07956   0.06993  -0.0654   0.6350   0.0800
 -13.500  -0.6461   0.07512   0.06514  -0.0656   0.6314   0.0804
 -13.250  -0.6570   0.07151   0.06119  -0.0653   0.6275   0.0810
 -13.000  -0.6457   0.06946   0.05905  -0.0653   0.6215   0.0819
 -12.750  -0.6365   0.06730   0.05675  -0.0651   0.6158   0.0828
 -12.500  -0.6269   0.06519   0.05445  -0.0648   0.6107   0.0839
 -12.250  -0.6159   0.06319   0.05222  -0.0645   0.6063   0.0851
 -12.000  -0.6032   0.06129   0.05006  -0.0641   0.6024   0.0866
 -11.750  -0.5895   0.05939   0.04791  -0.0639   0.5982   0.0884
 -11.500  -0.5650   0.05833   0.04687  -0.0639   0.5939   0.0906
 -11.250  -0.5418   0.05730   0.04580  -0.0638   0.5900   0.0931
 -11.000  -0.5186   0.05621   0.04452  -0.0636   0.5865   0.0963
 -10.750  -0.4907   0.05551   0.04377  -0.0635   0.5832   0.0994
 -10.500  -0.4638   0.05493   0.04311  -0.0632   0.5802   0.1033
 -10.250  -0.4366   0.05429   0.04243  -0.0632   0.5768   0.1081
 -10.000  -0.4132   0.05364   0.04186  -0.0630   0.5733   0.1133
  -9.750  -0.3904   0.05298   0.04120  -0.0626   0.5699   0.1195
  -9.500  -0.3709   0.05223   0.04046  -0.0621   0.5668   0.1271
  -9.250  -0.3537   0.05140   0.03971  -0.0615   0.5640   0.1354
  -9.000  -0.3381   0.05052   0.03887  -0.0607   0.5615   0.1457
  -8.750  -0.3247   0.04957   0.03798  -0.0598   0.5594   0.1584
  -8.500  -0.3133   0.04855   0.03705  -0.0588   0.5577   0.1738
  -8.250  -0.3034   0.04745   0.03613  -0.0579   0.5559   0.1929
  -8.000  -0.2952   0.04631   0.03524  -0.0569   0.5540   0.2182
  -7.750  -0.2904   0.04510   0.03443  -0.0554   0.5522   0.2501
  -7.500  -0.2862   0.04406   0.03384  -0.0536   0.5503   0.2965
  -7.250  -0.2682   0.04447   0.03493  -0.0513   0.5479   0.3668
  -7.000  -0.2263   0.04720   0.03802  -0.0495   0.5447   0.4352
  -6.750  -0.1996   0.04862   0.03938  -0.0480   0.5421   0.4730
  -6.500  -0.1814   0.04937   0.03999  -0.0463   0.5399   0.5011
  -6.250  -0.1595   0.05037   0.04082  -0.0447   0.5378   0.5237
  -6.000  -0.1403   0.05118   0.04145  -0.0430   0.5360   0.5449
  -5.750  -0.1236   0.05195   0.04205  -0.0412   0.5345   0.5652
  -5.500  -0.1097   0.05289   0.04295  -0.0394   0.5328   0.5847
  -5.250  -0.0946   0.05396   0.04400  -0.0376   0.5309   0.6028
  -5.000  -0.0767   0.05508   0.04508  -0.0361   0.5287   0.6191
  -4.750  -0.0664   0.05581   0.04577  -0.0338   0.5265   0.6351
  -4.500  -0.0694   0.05614   0.04607  -0.0301   0.5244   0.6518
  -4.250  -0.0164   0.05751   0.04729  -0.0327   0.5214   0.6596
  -4.000  -0.0167   0.05767   0.04738  -0.0293   0.5196   0.6741
  -3.500   0.0141   0.05821   0.04771  -0.0266   0.5161   0.6942
  -3.250   0.0489   0.05861   0.04797  -0.0278   0.5145   0.6997
  -3.000   0.0298   0.05834   0.04764  -0.0222   0.5134   0.7130
  -2.750   0.0671   0.05882   0.04797  -0.0237   0.5118   0.7171
  -2.500   0.0685   0.06044   0.04975  -0.0220   0.5085   0.7243
  -2.250   0.0370   0.06150   0.05092  -0.0158   0.5055   0.7354
  -2.000   0.0448   0.06313   0.05260  -0.0147   0.5023   0.7406
  -1.750   0.0216   0.06436   0.05388  -0.0095   0.4999   0.7494
  -1.500  -0.0015   0.06532   0.05486  -0.0043   0.4975   0.7571
  -1.250   0.0074   0.06619   0.05568  -0.0028   0.4952   0.7617
  -1.000   0.0089   0.06652   0.05593   0.0000   0.4933   0.7681
  -0.750  -0.0066   0.06623   0.05555   0.0050   0.4917   0.7761
  -0.500   0.0241   0.06631   0.05548   0.0045   0.4904   0.7790
  -0.250  -0.1180   0.07267   0.06232   0.0184   0.4834   0.7876
   0.000  -0.1397   0.07377   0.06338   0.0219   0.4803   0.7937
   0.250  -0.1422   0.07446   0.06400   0.0237   0.4774   0.7978
   0.500  -0.1301   0.07528   0.06474   0.0244   0.4749   0.8008
   0.750  -0.1154   0.07598   0.06535   0.0249   0.4729   0.8040
   1.000  -0.1009   0.07666   0.06594   0.0254   0.4714   0.8073
   1.250  -0.0839   0.07723   0.06640   0.0256   0.4701   0.8108
   1.500  -0.0623   0.07763   0.06668   0.0255   0.4689   0.8141
   1.750  -0.0972   0.08057   0.06968   0.0274   0.4640   0.8181
   2.000  -0.0967   0.08219   0.07130   0.0281   0.4606   0.8205
   2.250  -0.0892   0.08361   0.07268   0.0284   0.4583   0.8229
   2.500  -0.0792   0.08496   0.07398   0.0284   0.4565   0.8252
   2.750  -0.0654   0.08613   0.07510   0.0281   0.4545   0.8273
   3.000  -0.0470   0.08712   0.07600   0.0277   0.4523   0.8297
   3.250  -0.0237   0.08794   0.07673   0.0270   0.4504   0.8322
   3.500   0.0044   0.08868   0.07735   0.0261   0.4487   0.8344
   3.750  -0.0070   0.09117   0.07987   0.0263   0.4449   0.8364
   4.000  -0.0038   0.09318   0.08187   0.0257   0.4427   0.8382
   4.250   0.0037   0.09494   0.08361   0.0251   0.4401   0.8399
   4.500   0.0153   0.09641   0.08507   0.0249   0.4371   0.8418
   4.750   0.0317   0.09772   0.08634   0.0245   0.4344   0.8439
   5.000   0.0518   0.09898   0.08756   0.0238   0.4322   0.8460
   5.250   0.0734   0.10034   0.08887   0.0230   0.4305   0.8480
   5.500   0.0986   0.10171   0.09018   0.0220   0.4292   0.8497
   5.750   0.0913   0.10412   0.09263   0.0218   0.4254   0.8515
   6.000   0.0937   0.10606   0.09459   0.0214   0.4216   0.8532
   6.250   0.1053   0.10778   0.09630   0.0206   0.4185   0.8551
   6.500   0.1195   0.10955   0.09806   0.0198   0.4164   0.8573
   6.750   0.1368   0.11121   0.09970   0.0188   0.4144   0.8598
   7.000   0.1594   0.11266   0.10112   0.0179   0.4122   0.8623
   7.250   0.1885   0.11401   0.10244   0.0170   0.4103   0.8649
   7.500   0.1737   0.11632   0.10484   0.0172   0.4049   0.8670
   7.750   0.1821   0.11830   0.10685   0.0165   0.4022   0.8693
   8.000   0.1944   0.12019   0.10875   0.0157   0.3997   0.8717
   8.250   0.2116   0.12184   0.11041   0.0149   0.3970   0.8744
   8.500   0.2349   0.12331   0.11187   0.0139   0.3944   0.8775
   8.750   0.2508   0.12503   0.11359   0.0130   0.3911   0.8806
   9.000   0.2494   0.12730   0.11593   0.0124   0.3872   0.8835
   9.250   0.2586   0.12929   0.11798   0.0117   0.3845   0.8871
<< Back to FX 77-W-270S (fx77w270s-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 77-W-270S (fx77w270s-il)