FX 63-145 AIRFOIL (fx63145-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 63-145 AIRFOIL (fx63145-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.23 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx63145-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx63145-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 63-145 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2642 0.12155 0.11522 -0.0294 1.0000 0.2365
-9.500 -0.2533 0.11791 0.11163 -0.0288 1.0000 0.2449
-9.250 -0.2770 0.11834 0.11227 -0.0298 1.0000 0.2527
-9.000 -0.2476 0.11283 0.10675 -0.0282 1.0000 0.2627
-8.750 -0.2440 0.11007 0.10410 -0.0276 1.0000 0.2722
-8.500 -0.2488 0.10826 0.10243 -0.0271 1.0000 0.2835
-8.250 -0.2599 0.10758 0.10190 -0.0261 1.0000 0.2957
-8.000 -0.2450 0.10399 0.09840 -0.0246 1.0000 0.3094
-7.750 -0.2348 0.10056 0.09508 -0.0235 1.0000 0.3170
-7.500 -0.2541 0.10015 0.09491 -0.0217 1.0000 0.3274
-7.250 -0.2405 0.09690 0.09176 -0.0198 1.0000 0.3358
-7.000 -0.2662 0.09719 0.09232 -0.0157 1.0000 0.3437
-6.750 -0.2854 0.09761 0.09296 -0.0101 1.0000 0.3475
-6.500 -0.3210 0.09974 0.09528 -0.0043 1.0000 0.3532
-5.500 -0.3625 0.06001 0.05466 -0.0708 0.9561 0.1242
-5.250 -0.3266 0.05286 0.04655 -0.0796 0.9458 0.1050
-5.000 -0.2783 0.04798 0.04076 -0.0866 0.9381 0.0962
-4.750 -0.2430 0.04492 0.03726 -0.0898 0.9288 0.0936
-4.500 -0.1934 0.04182 0.03347 -0.0946 0.9220 0.0907
-4.250 -0.1602 0.04008 0.03117 -0.0959 0.9124 0.0889
-4.000 -0.1113 0.03819 0.02889 -0.0989 0.9058 0.0883
-3.750 -0.0903 0.03728 0.02795 -0.0977 0.8958 0.0892
-3.500 -0.0489 0.03602 0.02669 -0.0988 0.8889 0.0928
-3.250 -0.0310 0.03576 0.02631 -0.0970 0.8790 0.0965
-3.000 0.0107 0.03464 0.02513 -0.0989 0.8722 0.1075
-2.750 0.0349 0.03385 0.02459 -0.0999 0.8632 0.1246
-2.500 0.0654 0.03282 0.02618 -0.0980 0.8562 0.6054
-2.250 0.0539 0.03481 0.02826 -0.0878 0.8464 0.6692
-2.000 0.0453 0.03621 0.02971 -0.0765 0.8386 0.7228
-1.750 0.0317 0.03716 0.03067 -0.0675 0.8307 0.7587
-1.500 0.0233 0.03773 0.03117 -0.0592 0.8244 0.7962
-1.250 0.0353 0.03785 0.03110 -0.0547 0.8192 0.8286
-1.000 0.0302 0.03829 0.03146 -0.0508 0.8122 0.8485
-0.750 0.0430 0.03830 0.03129 -0.0481 0.8057 0.8743
-0.500 0.0543 0.03840 0.03123 -0.0456 0.7990 0.8999
-0.250 0.0670 0.03852 0.03123 -0.0440 0.7914 0.9268
0.000 0.1359 0.03872 0.03107 -0.0510 0.7838 0.9617
0.250 0.2082 0.03950 0.03157 -0.0613 0.7734 0.9854
0.500 0.2594 0.04001 0.03184 -0.0674 0.7642 1.0000
0.750 0.2377 0.04088 0.03269 -0.0630 0.7578 1.0000
1.000 0.2708 0.04137 0.03299 -0.0655 0.7488 1.0000
1.250 0.2837 0.04248 0.03399 -0.0664 0.7399 1.0000
1.500 0.3195 0.04330 0.03466 -0.0695 0.7297 1.0000
1.750 0.3814 0.04320 0.03432 -0.0742 0.7169 1.0000
2.000 0.3865 0.04507 0.03616 -0.0750 0.7064 1.0000
2.250 0.4243 0.04589 0.03684 -0.0778 0.6949 1.0000
2.500 0.4789 0.04596 0.03678 -0.0815 0.6843 1.0000
2.750 0.4854 0.04826 0.03905 -0.0826 0.6740 1.0000
3.000 0.5307 0.04873 0.03942 -0.0853 0.6633 1.0000
3.250 0.5580 0.05004 0.04068 -0.0872 0.6528 1.0000
3.500 0.5782 0.05169 0.04229 -0.0885 0.6411 1.0000
3.750 0.6269 0.05159 0.04212 -0.0905 0.6294 1.0000
4.000 0.6675 0.05170 0.04221 -0.0919 0.6172 1.0000
4.250 0.6732 0.05420 0.04469 -0.0922 0.6047 1.0000
4.500 0.7173 0.05423 0.04469 -0.0936 0.5955 1.0000
4.750 0.7298 0.05637 0.04683 -0.0941 0.5847 1.0000
5.000 0.7371 0.05900 0.04946 -0.0944 0.5747 1.0000
5.250 0.7748 0.05943 0.04993 -0.0954 0.5665 1.0000
5.500 0.7660 0.06326 0.05377 -0.0953 0.5558 1.0000
5.750 0.8157 0.06277 0.05331 -0.0962 0.5488 1.0000
6.000 0.8000 0.06706 0.05762 -0.0959 0.5364 1.0000
6.250 0.8174 0.06875 0.05933 -0.0958 0.5255 1.0000
6.500 0.8528 0.06902 0.05969 -0.0960 0.5164 1.0000
6.750 0.8415 0.07316 0.06387 -0.0958 0.5043 1.0000
7.000 0.8666 0.07437 0.06513 -0.0958 0.4953 1.0000
7.250 0.8779 0.07669 0.06752 -0.0958 0.4849 1.0000
7.500 0.8735 0.08039 0.07125 -0.0959 0.4729 1.0000
7.750 0.9373 0.07770 0.06872 -0.0951 0.4655 1.0000
8.000 0.9171 0.08289 0.07394 -0.0953 0.4516 1.0000
8.250 0.9087 0.08719 0.07829 -0.0956 0.4393 1.0000
8.500 0.9183 0.08974 0.08091 -0.0955 0.4282 1.0000
8.750 0.9510 0.08995 0.08126 -0.0950 0.4195 1.0000
9.000 0.9295 0.09619 0.08754 -0.0961 0.4074 1.0000
9.250 0.9394 0.09915 0.09057 -0.0963 0.3980 1.0000
9.500 0.9461 0.10251 0.09401 -0.0968 0.3888 1.0000
9.750 0.9317 0.10850 0.10005 -0.0983 0.3795 1.0000
10.000 0.9677 0.10839 0.10006 -0.0973 0.3716 1.0000
10.250 0.9340 0.11688 0.10857 -0.1002 0.3627 1.0000
10.500 0.9700 0.11709 0.10893 -0.0992 0.3564 1.0000
10.750 0.9404 0.12589 0.11771 -0.1027 0.3532 1.0000
11.000 0.9281 0.13258 0.12445 -0.1054 0.3523 1.0000
11.250 0.9241 0.13842 0.13035 -0.1077 0.3531 1.0000
11.500 0.9287 0.14363 0.13565 -0.1097 0.3547 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 63-145 AIRFOIL (fx63145-il)