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

FX 84-W-127 (fx84w127-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 84-W-127 (fx84w127-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 25.81 at α=11.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx84w127-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx84w127-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 84-W-127                                     
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.3204   0.11213   0.10579  -0.0361   1.0000   0.2443
  -9.000  -0.3110   0.10844   0.10214  -0.0337   1.0000   0.2503
  -8.750  -0.3251   0.10783   0.10165  -0.0307   1.0000   0.2577
  -8.500  -0.3665   0.10960   0.10362  -0.0274   1.0000   0.2607
  -8.250  -0.3452   0.10509   0.09910  -0.0247   1.0000   0.2711
  -8.000  -0.3809   0.10604   0.10022  -0.0215   1.0000   0.2760
  -7.750  -0.3702   0.10275   0.09695  -0.0188   1.0000   0.2875
  -7.500  -0.4072   0.10348   0.09785  -0.0156   1.0000   0.2919
  -7.250  -0.3992   0.10053   0.09492  -0.0129   1.0000   0.3053
  -7.000  -0.4050   0.09856   0.09303  -0.0100   1.0000   0.3159
  -6.750  -0.4382   0.09874   0.09335  -0.0064   1.0000   0.3231
  -6.500  -0.4379   0.09638   0.09103  -0.0035   1.0000   0.3373
  -6.250  -0.4890   0.09711   0.09195   0.0002   1.0000   0.3405
  -6.000  -0.4950   0.09506   0.08995   0.0033   1.0000   0.3564
  -5.750  -0.5046   0.09315   0.08811   0.0062   1.0000   0.3725
  -5.500  -0.4870   0.08971   0.08468   0.0099   1.0000   0.3921
  -5.250  -0.4864   0.08755   0.08254   0.0132   1.0000   0.4114
  -5.000  -0.5048   0.08633   0.08140   0.0169   1.0000   0.4348
  -4.750  -0.4947   0.08390   0.07900   0.0211   1.0000   0.4637
  -4.500  -0.4892   0.05655   0.04957  -0.0343   1.0000   0.1660
  -4.250  -0.4729   0.05299   0.04594  -0.0343   1.0000   0.1616
  -4.000  -0.4524   0.04932   0.04182  -0.0355   1.0000   0.1593
  -3.750  -0.4299   0.04598   0.03793  -0.0366   1.0000   0.1577
  -3.500  -0.4064   0.04312   0.03451  -0.0374   1.0000   0.1567
  -3.250  -0.3841   0.04123   0.03215  -0.0376   1.0000   0.1619
  -3.000  -0.3596   0.03948   0.02971  -0.0378   1.0000   0.1664
  -2.750  -0.3219   0.03813   0.02826  -0.0406   0.9938   0.1768
  -2.500  -0.2855   0.03704   0.02688  -0.0428   0.9870   0.1893
  -2.250  -0.2487   0.03636   0.02598  -0.0450   0.9798   0.2077
  -2.000  -0.2123   0.03581   0.02528  -0.0470   0.9730   0.2314
  -1.750  -0.1823   0.03532   0.02485  -0.0478   0.9664   0.2631
  -1.500  -0.1448   0.03488   0.02466  -0.0499   0.9593   0.3241
  -1.250  -0.1194   0.03309   0.02454  -0.0494   0.9531   0.5267
  -1.000  -0.0849   0.03259   0.02484  -0.0479   0.9462   1.0000
  -0.750  -0.0588   0.03340   0.02517  -0.0489   0.9394   1.0000
  -0.500  -0.0324   0.03426   0.02564  -0.0500   0.9328   1.0000
  -0.250  -0.0048   0.03526   0.02630  -0.0514   0.9260   1.0000
   0.000   0.0165   0.03606   0.02683  -0.0517   0.9198   1.0000
   0.250   0.0479   0.03726   0.02774  -0.0536   0.9122   1.0000
   0.500   0.0642   0.03801   0.02830  -0.0531   0.9067   1.0000
   0.750   0.1005   0.03943   0.02949  -0.0558   0.8984   1.0000
   1.000   0.1114   0.04014   0.03005  -0.0546   0.8938   1.0000
   1.250   0.1353   0.04125   0.03099  -0.0554   0.8872   1.0000
   1.500   0.1589   0.04244   0.03204  -0.0561   0.8803   1.0000
   1.750   0.1737   0.04345   0.03295  -0.0556   0.8763   1.0000
   2.000   0.2086   0.04504   0.03438  -0.0580   0.8674   1.0000
   2.250   0.2179   0.04603   0.03530  -0.0569   0.8647   1.0000
   2.500   0.2309   0.04721   0.03641  -0.0564   0.8626   1.0000
   2.750   0.2681   0.04900   0.03810  -0.0590   0.8525   1.0000
   3.000   0.2786   0.05030   0.03935  -0.0584   0.8518   1.0000
   3.250   0.2940   0.05191   0.04092  -0.0586   0.8525   1.0000
   3.500   0.1874   0.05027   0.03938  -0.0426   0.9633   1.0000
   3.750   0.2173   0.05239   0.04144  -0.0452   0.9494   1.0000
   4.000   0.2447   0.05442   0.04342  -0.0474   0.9360   1.0000
   4.250   0.2709   0.05644   0.04542  -0.0493   0.9231   1.0000
   4.500   0.2984   0.05869   0.04765  -0.0514   0.9112   1.0000
   4.750   0.3294   0.06125   0.05019  -0.0539   0.8982   1.0000
   5.000   0.3535   0.06316   0.05210  -0.0553   0.8842   1.0000
   5.250   0.3707   0.06463   0.05360  -0.0557   0.8705   1.0000
   5.500   0.3873   0.06629   0.05528  -0.0560   0.8580   1.0000
   5.750   0.4067   0.06828   0.05730  -0.0568   0.8459   1.0000
   6.000   0.4307   0.07068   0.05974  -0.0583   0.8341   1.0000
   6.250   0.4599   0.07344   0.06254  -0.0603   0.8209   1.0000
   6.500   0.4832   0.07566   0.06483  -0.0615   0.8062   1.0000
   6.750   0.4946   0.07712   0.06634  -0.0611   0.7923   1.0000
   7.000   0.5079   0.07895   0.06825  -0.0611   0.7787   1.0000
   7.250   0.5224   0.08102   0.07039  -0.0614   0.7657   1.0000
   7.500   0.5393   0.08329   0.07274  -0.0619   0.7523   1.0000
   7.750   0.5573   0.08571   0.07524  -0.0626   0.7391   1.0000
   8.000   0.5762   0.08821   0.07783  -0.0633   0.7252   1.0000
   8.250   0.5952   0.09075   0.08049  -0.0640   0.7109   1.0000
   8.500   0.6124   0.09322   0.08306  -0.0646   0.6958   1.0000
   8.750   0.6289   0.09570   0.08566  -0.0650   0.6807   1.0000
   9.000   0.7268   0.08993   0.08012  -0.0617   0.5705   1.0000
   9.250   0.7448   0.09159   0.08191  -0.0614   0.5536   1.0000
   9.500   0.7712   0.09268   0.08317  -0.0610   0.5349   1.0000
   9.750   0.8102   0.09282   0.08354  -0.0604   0.5152   1.0000
  10.000   0.8163   0.09491   0.08575  -0.0597   0.4980   1.0000
  10.250   0.8280   0.09650   0.08749  -0.0588   0.4790   1.0000
  10.500   0.8839   0.09355   0.08488  -0.0565   0.4549   1.0000
  10.750   0.8829   0.09600   0.08744  -0.0556   0.4346   1.0000
  11.000   0.9374   0.09103   0.08284  -0.0517   0.4070   1.0000
  11.250   1.1959   0.04633   0.03835  -0.0306   0.2799   1.0000
  11.500   1.1892   0.04875   0.04004  -0.0274   0.2329   1.0000
  11.750   1.1879   0.05161   0.04258  -0.0253   0.2003   1.0000
  12.000   1.2025   0.05383   0.04449  -0.0235   0.1726   1.0000
  12.250   1.2210   0.05607   0.04664  -0.0223   0.1528   1.0000
  12.500   1.2691   0.05805   0.04834  -0.0221   0.1333   1.0000
  12.750   1.2754   0.06112   0.05176  -0.0208   0.1260   1.0000
  13.000   1.3038   0.06455   0.05535  -0.0206   0.1182   1.0000
  13.250   1.2985   0.06826   0.05944  -0.0192   0.1151   1.0000
  13.500   1.3362   0.07207   0.06315  -0.0197   0.1073   1.0000
  13.750   1.3203   0.07617   0.06763  -0.0182   0.1068   1.0000
  14.000   1.3018   0.08071   0.07252  -0.0172   0.1065   1.0000
  14.250   1.2804   0.08570   0.07782  -0.0168   0.1065   1.0000
  14.500   1.2567   0.09121   0.08361  -0.0170   0.1066   1.0000
  14.750   1.2324   0.09726   0.08990  -0.0180   0.1070   1.0000
  15.000   1.2075   0.10390   0.09674  -0.0198   0.1074   1.0000
<< Back to FX 84-W-127 (fx84w127-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 84-W-127 (fx84w127-il)