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

FX 83-W-108 (fx83w108-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 83-W-108 (fx83w108-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 36.82 at α=8°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx83w108-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx83w108-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 83-W-108                                     
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.000  -0.3809   0.11062   0.10409  -0.0246   1.0000   0.2654
  -7.750  -0.3593   0.10581   0.09926  -0.0226   1.0000   0.2747
  -7.500  -0.3936   0.10707   0.10071  -0.0193   1.0000   0.2807
  -7.250  -0.3775   0.10279   0.09643  -0.0174   1.0000   0.2877
  -7.000  -0.4042   0.10315   0.09694  -0.0140   1.0000   0.2956
  -6.750  -0.4020   0.10009   0.09392  -0.0118   1.0000   0.3012
  -6.500  -0.4138   0.09900   0.09292  -0.0088   1.0000   0.3092
  -6.250  -0.4495   0.09935   0.09345  -0.0050   1.0000   0.3136
  -6.000  -0.4331   0.09548   0.08956  -0.0030   1.0000   0.3225
  -5.750  -0.4615   0.09501   0.08924  -0.0009   1.0000   0.3296
  -5.500  -0.4522   0.09178   0.08602   0.0017   1.0000   0.3379
  -5.250  -0.4682   0.09012   0.08445   0.0028   1.0000   0.3463
  -5.000  -0.4785   0.08862   0.08300   0.0033   1.0000   0.3592
  -4.750  -0.4442   0.05903   0.05245  -0.0476   1.0000   0.1609
  -4.500  -0.4159   0.05198   0.04490  -0.0545   1.0000   0.1516
  -4.250  -0.3842   0.04588   0.03810  -0.0604   1.0000   0.1488
  -4.000  -0.3529   0.04127   0.03275  -0.0641   1.0000   0.1475
  -3.750  -0.3258   0.03847   0.02945  -0.0655   1.0000   0.1503
  -3.500  -0.2975   0.03621   0.02645  -0.0667   1.0000   0.1575
  -3.250  -0.2744   0.03455   0.02471  -0.0666   1.0000   0.1638
  -3.000  -0.2489   0.03312   0.02286  -0.0667   1.0000   0.1743
  -2.750  -0.2250   0.03208   0.02166  -0.0664   1.0000   0.1888
  -2.500  -0.2021   0.03112   0.02071  -0.0659   1.0000   0.2061
  -2.250  -0.1794   0.03045   0.02006  -0.0653   1.0000   0.2353
  -2.000  -0.1572   0.02990   0.01983  -0.0645   1.0000   0.2843
  -1.750  -0.1367   0.02971   0.02018  -0.0629   1.0000   0.3859
  -1.500  -0.1206   0.02982   0.02059  -0.0603   1.0000   0.4870
  -1.250  -0.1051   0.02996   0.02087  -0.0577   1.0000   0.5516
  -1.000  -0.0902   0.03007   0.02109  -0.0551   1.0000   0.6063
  -0.750  -0.0751   0.03016   0.02126  -0.0525   1.0000   0.6616
  -0.500  -0.0601   0.03014   0.02135  -0.0500   1.0000   0.7135
  -0.250  -0.0432   0.03004   0.02134  -0.0480   1.0000   0.7688
   0.000  -0.0251   0.02971   0.02127  -0.0462   1.0000   0.8436
   0.250   0.0027   0.02919   0.02076  -0.0493   1.0000   1.0000
   0.500   0.0391   0.03002   0.02111  -0.0539   1.0000   1.0000
   0.750   0.0665   0.03083   0.02154  -0.0559   1.0000   1.0000
   1.000   0.0903   0.03165   0.02207  -0.0569   1.0000   1.0000
   1.250   0.1123   0.03249   0.02268  -0.0575   1.0000   1.0000
   1.500   0.1333   0.03337   0.02335  -0.0579   1.0000   1.0000
   1.750   0.1535   0.03427   0.02409  -0.0581   1.0000   1.0000
   2.000   0.1732   0.03522   0.02490  -0.0582   1.0000   1.0000
   2.250   0.1925   0.03621   0.02577  -0.0584   1.0000   1.0000
   2.500   0.2113   0.03724   0.02670  -0.0585   1.0000   1.0000
   2.750   0.2298   0.03831   0.02769  -0.0586   1.0000   1.0000
   3.000   0.2479   0.03944   0.02875  -0.0586   1.0000   1.0000
   3.250   0.2656   0.04061   0.02987  -0.0587   1.0000   1.0000
   3.500   0.2830   0.04184   0.03107  -0.0589   1.0000   1.0000
   3.750   0.3000   0.04312   0.03232  -0.0590   1.0000   1.0000
   4.000   0.3166   0.04446   0.03365  -0.0592   1.0000   1.0000
   4.250   0.3328   0.04587   0.03507  -0.0593   1.0000   1.0000
   4.500   0.3486   0.04735   0.03657  -0.0596   1.0000   1.0000
   4.750   0.3643   0.04891   0.03815  -0.0599   0.9998   1.0000
   5.000   0.5491   0.05304   0.04249  -0.0845   0.8591   1.0000
   5.250   0.5866   0.05430   0.04385  -0.0866   0.8384   1.0000
   5.500   0.6268   0.05547   0.04516  -0.0888   0.8173   1.0000
   5.750   0.6527   0.05643   0.04624  -0.0891   0.7955   1.0000
   6.000   0.7031   0.05704   0.04706  -0.0917   0.7734   1.0000
   6.250   0.7249   0.05779   0.04795  -0.0910   0.7499   1.0000
   6.500   0.7834   0.05732   0.04773  -0.0932   0.7266   1.0000
   6.750   0.8094   0.05734   0.04797  -0.0921   0.7002   1.0000
   7.000   0.8563   0.05587   0.04677  -0.0917   0.6725   1.0000
   7.250   0.9178   0.05242   0.04371  -0.0910   0.6438   1.0000
   7.500   0.9956   0.04596   0.03775  -0.0892   0.6148   1.0000
   7.750   1.0884   0.03573   0.02815  -0.0857   0.5705   1.0000
   8.000   1.1282   0.03064   0.02263  -0.0788   0.4462   1.0000
   8.250   1.1261   0.03234   0.02299  -0.0726   0.3340   1.0000
   8.500   1.1329   0.03492   0.02474  -0.0693   0.2695   1.0000
   8.750   1.1669   0.03746   0.02674  -0.0695   0.2194   1.0000
   9.000   1.2169   0.04031   0.02939  -0.0723   0.1851   1.0000
   9.250   1.2597   0.04314   0.03212  -0.0743   0.1648   1.0000
   9.500   1.2914   0.04614   0.03535  -0.0747   0.1529   1.0000
   9.750   1.3157   0.04921   0.03861  -0.0743   0.1439   1.0000
  10.000   1.3375   0.05221   0.04184  -0.0735   0.1369   1.0000
  10.250   1.3571   0.05604   0.04589  -0.0727   0.1322   1.0000
  10.500   1.3564   0.05912   0.04952  -0.0692   0.1294   1.0000
  10.750   1.3552   0.06244   0.05328  -0.0659   0.1268   1.0000
  11.000   1.3530   0.06591   0.05710  -0.0629   0.1247   1.0000
  11.250   1.3443   0.06970   0.06126  -0.0594   0.1241   1.0000
  11.500   1.3263   0.07344   0.06534  -0.0553   0.1244   1.0000
  11.750   1.3015   0.07739   0.06960  -0.0512   0.1252   1.0000
  12.000   1.2722   0.08179   0.07428  -0.0480   0.1262   1.0000
  12.250   1.2390   0.08687   0.07960  -0.0460   0.1277   1.0000
  12.500   1.2035   0.09284   0.08575  -0.0455   0.1291   1.0000
  12.750   1.1709   0.09962   0.09268  -0.0463   0.1308   1.0000
  13.000   1.1450   0.10697   0.10012  -0.0482   0.1323   1.0000
  13.250   1.1328   0.11406   0.10730  -0.0499   0.1337   1.0000
  13.500   1.0395   0.13571   0.12892  -0.0647   0.1478   1.0000
  13.750   0.9292   0.17865   0.17154  -0.0996   0.2984   1.0000
<< Back to FX 83-W-108 (fx83w108-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 83-W-108 (fx83w108-il)