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

FX 79-W-660A (fx79w660a-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 79-W-660A (fx79w660a-il)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 5.01 at α=13.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx79w660a-il-500000.txt
Download as CSV file: xf-fx79w660a-il-500000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 79-W-660A                                    
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.500 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.500  -0.0013   0.13340   0.12695  -0.0924   0.6900   0.4564
 -12.250   0.0304   0.13331   0.12684  -0.0965   0.6885   0.4570
 -12.000  -0.0247   0.12618   0.11963  -0.0881   0.6875   0.4748
 -11.750   0.0089   0.12613   0.11957  -0.0926   0.6858   0.4754
 -11.500   0.0461   0.12604   0.11944  -0.0979   0.6836   0.4758
 -11.250   0.0906   0.12546   0.11882  -0.1054   0.6811   0.4762
 -11.000   0.1279   0.12535   0.11871  -0.1109   0.6791   0.4766
 -10.750   0.1554   0.12575   0.11913  -0.1136   0.6781   0.4771
 -10.500   0.1815   0.12606   0.11946  -0.1161   0.6767   0.4776
 -10.250   0.2066   0.12631   0.11973  -0.1185   0.6750   0.4782
 -10.000   0.2334   0.12651   0.11994  -0.1212   0.6732   0.4788
  -9.750   0.2591   0.12659   0.12003  -0.1239   0.6712   0.4796
  -9.500   0.1976   0.11931   0.11269  -0.1136   0.6701   0.4970
  -9.250   0.2239   0.11926   0.11264  -0.1164   0.6683   0.4980
  -9.000   0.2526   0.11943   0.11281  -0.1196   0.6663   0.4987
  -8.750   0.2804   0.11952   0.11289  -0.1227   0.6643   0.4992
  -8.500   0.3093   0.11958   0.11293  -0.1260   0.6625   0.4998
  -8.250   0.3390   0.11970   0.11303  -0.1295   0.6607   0.5003
  -8.000   0.3693   0.11974   0.11305  -0.1332   0.6586   0.5009
  -7.750   0.4067   0.11969   0.11296  -0.1386   0.6559   0.5014
  -7.500   0.4456   0.11906   0.11230  -0.1449   0.6529   0.5021
  -7.250   0.4649   0.11940   0.11267  -0.1458   0.6516   0.5030
  -7.000   0.4848   0.11947   0.11277  -0.1471   0.6501   0.5041
  -6.750   0.5060   0.11943   0.11276  -0.1488   0.6482   0.5052
  -6.500   0.5261   0.11918   0.11252  -0.1504   0.6462   0.5067
  -6.250   0.0046   0.07856   0.07147  -0.0593   0.6493   0.5692
  -6.000   0.0280   0.07886   0.07182  -0.0610   0.6470   0.5703
  -5.750   0.0563   0.07925   0.07223  -0.0637   0.6446   0.5711
  -5.500   0.0822   0.07943   0.07243  -0.0661   0.6421   0.5720
  -5.250  -0.2556   0.05906   0.05154   0.0074   0.6431   0.5908
  -5.000  -0.2316   0.05899   0.05148   0.0054   0.6405   0.5934
  -4.750  -0.2109   0.05881   0.05130   0.0043   0.6382   0.5952
  -4.500  -0.1928   0.05854   0.05102   0.0038   0.6360   0.5967
  -4.250  -0.1742   0.05825   0.05072   0.0033   0.6339   0.5982
  -4.000  -0.1562   0.05781   0.05024   0.0029   0.6315   0.5998
  -3.750  -0.1328   0.05723   0.04962   0.0010   0.6283   0.6014
  -3.500  -0.1252   0.05677   0.04917   0.0033   0.6262   0.6032
  -3.250  -0.1248   0.05623   0.04863   0.0074   0.6242   0.6052
  -3.000  -0.1320   0.05541   0.04778   0.0135   0.6217   0.6074
  -2.750  -0.1358   0.05461   0.04695   0.0188   0.6192   0.6094
  -2.500  -0.1361   0.05396   0.04625   0.0233   0.6166   0.6111
  -2.250  -0.1367   0.05333   0.04557   0.0279   0.6141   0.6127
  -2.000  -0.1381   0.05274   0.04491   0.0328   0.6117   0.6138
  -1.750  -0.1407   0.05224   0.04434   0.0381   0.6091   0.6147
  -1.500  -0.1100   0.05246   0.04452   0.0344   0.6061   0.6176
  -1.250  -0.0772   0.05252   0.04456   0.0302   0.6026   0.6195
  -1.000  -0.0635   0.05288   0.04498   0.0310   0.6005   0.6212
  -0.750  -0.0485   0.05310   0.04524   0.0316   0.5980   0.6227
  -0.500  -0.0334   0.05330   0.04547   0.0321   0.5951   0.6243
  -0.250  -0.0179   0.05348   0.04567   0.0325   0.5922   0.6258
   0.000  -0.0018   0.05366   0.04584   0.0327   0.5892   0.6275
   0.250   0.0137   0.05382   0.04597   0.0331   0.5860   0.6292
   0.500   0.0294   0.05392   0.04604   0.0334   0.5828   0.6308
   0.750   0.0509   0.05381   0.04585   0.0322   0.5790   0.6324
   1.000   0.0581   0.05423   0.04629   0.0346   0.5765   0.6339
   1.250   0.0594   0.05490   0.04699   0.0385   0.5737   0.6353
   1.500   0.0651   0.05542   0.04752   0.0412   0.5705   0.6366
   1.750   0.0718   0.05592   0.04802   0.0436   0.5670   0.6377
   2.000   0.0786   0.05646   0.04852   0.0460   0.5635   0.6387
   2.250   0.0845   0.05705   0.04906   0.0485   0.5597   0.6395
   2.500   0.1094   0.05743   0.04937   0.0460   0.5552   0.6411
   2.750   0.1294   0.05857   0.05056   0.0444   0.5519   0.6432
   3.000   0.1300   0.06039   0.05249   0.0475   0.5483   0.6448
   3.250   0.1297   0.06217   0.05435   0.0506   0.5438   0.6463
   3.500   0.1335   0.06366   0.05586   0.0527   0.5390   0.6476
   3.750   0.1401   0.06492   0.05710   0.0542   0.5337   0.6489
   4.000   0.1557   0.06570   0.05784   0.0536   0.5285   0.6501
   4.250   0.1344   0.06869   0.06097   0.0607   0.5231   0.6512
   4.500   0.1237   0.07113   0.06346   0.0652   0.5159   0.6524
   4.750   0.1228   0.07298   0.06527   0.0677   0.5087   0.6537
   5.000   0.1141   0.07539   0.06771   0.0714   0.5008   0.6548
   5.250   0.0952   0.07853   0.07088   0.0768   0.4901   0.6560
   5.500   0.0912   0.08066   0.07292   0.0795   0.4795   0.6572
   5.750   0.0731   0.08385   0.07614   0.0846   0.4676   0.6582
   6.000   0.0699   0.08598   0.07815   0.0869   0.4569   0.6594
   6.250   0.0640   0.08838   0.08058   0.0896   0.4488   0.6605
   6.500   0.0689   0.09002   0.08216   0.0904   0.4417   0.6616
   6.750   0.0750   0.09141   0.08346   0.0911   0.4354   0.6627
   7.000   0.0876   0.09250   0.08452   0.0905   0.4311   0.6636
   7.250   0.0954   0.09394   0.08597   0.0907   0.4278   0.6644
   7.500   0.1074   0.09537   0.08739   0.0898   0.4245   0.6653
   7.750   0.1314   0.09694   0.08896   0.0860   0.4212   0.6673
   8.000   0.1531   0.09818   0.09020   0.0830   0.4186   0.6689
   8.250   0.1733   0.09921   0.09121   0.0805   0.4157   0.6704
   8.500   0.1973   0.09980   0.09177   0.0776   0.4128   0.6718
   8.750   0.2253   0.09995   0.09191   0.0741   0.4106   0.6732
   9.000   0.2487   0.10049   0.09246   0.0713   0.4090   0.6746
   9.250   0.2636   0.10168   0.09370   0.0699   0.4079   0.6759
   9.500   0.2787   0.10292   0.09499   0.0684   0.4066   0.6771
   9.750   0.2946   0.10413   0.09623   0.0667   0.4051   0.6783
  10.000   0.3097   0.10538   0.09751   0.0651   0.4034   0.6796
  10.250   0.3218   0.10685   0.09901   0.0640   0.4015   0.6808
  10.500   0.3375   0.10806   0.10024   0.0623   0.3999   0.6820
  10.750   0.3548   0.10912   0.10132   0.0603   0.3984   0.6833
  11.000   0.3732   0.11008   0.10228   0.0581   0.3971   0.6846
  11.250   0.3921   0.11095   0.10315   0.0559   0.3957   0.6859
  11.500   0.4111   0.11166   0.10385   0.0538   0.3944   0.6872
  11.750   0.4313   0.11228   0.10446   0.0515   0.3929   0.6883
  12.000   0.4529   0.11282   0.10498   0.0490   0.3917   0.6891
  12.250   0.4763   0.11319   0.10533   0.0461   0.3903   0.6899
  12.500   0.5059   0.11360   0.10574   0.0418   0.3889   0.6910
  12.750   0.5424   0.11437   0.10652   0.0355   0.3874   0.6933
  13.000   0.5723   0.11495   0.10715   0.0308   0.3860   0.6950
  13.250   0.5846   0.11676   0.10904   0.0291   0.3854   0.6965
  13.500   0.5935   0.11866   0.11102   0.0280   0.3847   0.6978
  13.750   0.5918   0.12130   0.11376   0.0286   0.3838   0.6991
  14.000   0.5899   0.12397   0.11652   0.0292   0.3825   0.7002
  14.250   0.5891   0.12650   0.11915   0.0295   0.3811   0.7015
  14.500   0.5700   0.13042   0.12319   0.0326   0.3790   0.7028
  14.750   0.5626   0.13345   0.12632   0.0338   0.3770   0.7042
<< Back to FX 79-W-660A (fx79w660a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 79-W-660A (fx79w660a-il)