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

FX 73-CL1-152 (fx73cl1152-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 73-CL1-152 (fx73cl1152-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 24.49 at α=1.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx73cl1152-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-fx73cl1152-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 73-CL1-152                                   
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.0479   0.11173   0.10639  -0.0606   0.7760   0.1039
  -9.750  -0.0412   0.10991   0.10438  -0.0639   0.7520   0.1079
  -9.500  -0.0674   0.11161   0.10609  -0.0701   0.7393   0.1094
  -9.250  -0.0244   0.10436   0.09864  -0.0685   0.7166   0.1109
  -9.000  -0.0026   0.10104   0.09520  -0.0690   0.7007   0.1132
  -8.750   0.0089   0.09876   0.09279  -0.0698   0.6892   0.1161
  -8.500   0.0115   0.09710   0.09112  -0.0713   0.6786   0.1201
  -8.250  -0.0210   0.09860   0.09270  -0.0765   0.6740   0.1223
  -8.000   0.0177   0.09250   0.08649  -0.0740   0.6618   0.1242
  -7.750   0.0380   0.08977   0.08364  -0.0732   0.6527   0.1273
  -7.500   0.0463   0.08784   0.08171  -0.0738   0.6450   0.1317
  -7.250   0.0167   0.08854   0.08254  -0.0778   0.6408   0.1362
  -7.000   0.0349   0.08437   0.07830  -0.0773   0.6340   0.1379
  -6.750   0.0609   0.08132   0.07518  -0.0760   0.6273   0.1405
  -6.500   0.0721   0.07930   0.07318  -0.0758   0.6210   0.1444
  -6.250   0.0636   0.07831   0.07223  -0.0768   0.6167   0.1498
  -6.000   0.0491   0.07648   0.07044  -0.0817   0.6137   0.1529
  -5.750   0.0738   0.07363   0.06755  -0.0779   0.6080   0.1553
  -5.500   0.0885   0.07175   0.06571  -0.0770   0.6020   0.1600
  -5.250   0.0785   0.06977   0.06374  -0.0874   0.5990   0.1693
  -5.000   0.0987   0.06731   0.06125  -0.0821   0.5939   0.1719
  -4.750   0.1085   0.06622   0.05995  -0.0916   0.5909   0.1858
  -4.500   0.1211   0.06285   0.05673  -0.0896   0.5864   0.1878
  -4.250   0.1369   0.06088   0.05484  -0.0865   0.5818   0.1904
  -4.000   0.1534   0.05915   0.05309  -0.0862   0.5778   0.1960
  -3.750   0.1702   0.05637   0.05019  -0.0916   0.5744   0.2079
  -3.500   0.2069   0.04222   0.03496  -0.1104   0.5728   0.1349
  -3.250   0.2345   0.03592   0.02768  -0.1144   0.5699   0.1216
  -3.000   0.2589   0.03393   0.02539  -0.1151   0.5652   0.1230
  -2.750   0.2831   0.03302   0.02455  -0.1149   0.5606   0.1259
  -2.500   0.3097   0.03181   0.02307  -0.1150   0.5569   0.1278
  -2.250   0.3372   0.03079   0.02172  -0.1150   0.5538   0.1310
  -2.000   0.3650   0.03014   0.02062  -0.1150   0.5506   0.1361
  -1.750   0.3883   0.02963   0.02021  -0.1147   0.5460   0.1404
  -1.500   0.4137   0.02939   0.01992  -0.1143   0.5417   0.1465
  -1.250   0.4405   0.02898   0.01935  -0.1140   0.5381   0.1544
  -1.000   0.4675   0.02879   0.01910  -0.1136   0.5349   0.1636
  -0.750   0.4950   0.02864   0.01885  -0.1133   0.5321   0.1754
  -0.500   0.5163   0.02894   0.01926  -0.1126   0.5275   0.1884
  -0.250   0.5394   0.02920   0.01960  -0.1121   0.5232   0.2056
   0.000   0.5640   0.02926   0.01978  -0.1116   0.5196   0.2278
   0.250   0.5907   0.02920   0.01977  -0.1111   0.5166   0.2604
   0.500   0.6178   0.02912   0.01976  -0.1107   0.5137   0.3035
   0.750   0.6367   0.02975   0.02069  -0.1098   0.5097   0.3460
   1.000   0.6536   0.03053   0.02179  -0.1088   0.5050   0.3916
   1.250   0.6754   0.03094   0.02248  -0.1081   0.5013   0.4553
   1.500   0.6995   0.03069   0.02277  -0.1072   0.4982   0.5924
   1.750   0.7345   0.02999   0.02252  -0.1072   0.4955   1.0000
   2.000   0.7572   0.03102   0.02337  -0.1068   0.4921   1.0000
   2.250   0.7629   0.03338   0.02588  -0.1055   0.4862   1.0000
   2.500   0.7799   0.03480   0.02724  -0.1048   0.4821   1.0000
   2.750   0.8048   0.03548   0.02777  -0.1044   0.4791   1.0000
   3.000   0.8359   0.03563   0.02771  -0.1042   0.4768   1.0000
   3.250   0.8688   0.03581   0.02765  -0.1042   0.4748   1.0000
   3.500   0.8172   0.04321   0.03561  -0.1007   0.4642   1.0000
   3.750   0.8322   0.04476   0.03709  -0.0999   0.4608   1.0000
   4.000   0.8635   0.04485   0.03704  -0.0995   0.4588   1.0000
   4.250   0.9023   0.04436   0.03637  -0.0995   0.4573   1.0000
   4.500   0.9440   0.04384   0.03565  -0.0998   0.4560   1.0000
   4.750   0.5573   0.08678   0.08000  -0.1034   0.4968   1.0000
   5.000   0.5897   0.08903   0.08210  -0.1036   0.4950   1.0000
   5.250   0.5594   0.09195   0.08505  -0.1028   0.4871   1.0000
   5.500   0.5744   0.09371   0.08672  -0.1025   0.4808   1.0000
   5.750   0.6024   0.09567   0.08857  -0.1025   0.4776   1.0000
   6.000   0.6390   0.09808   0.09086  -0.1027   0.4757   1.0000
   6.250   0.6777   0.10122   0.09390  -0.1031   0.4747   1.0000
   6.500   0.6178   0.10276   0.09553  -0.1020   0.4618   1.0000
   6.750   0.6429   0.10493   0.09762  -0.1019   0.4590   1.0000
   7.000   0.6751   0.10752   0.10013  -0.1021   0.4572   1.0000
   7.250   0.7150   0.11083   0.10336  -0.1024   0.4561   1.0000
   7.500   0.6591   0.11213   0.10474  -0.1017   0.4433   1.0000
   7.750   0.6825   0.11442   0.10697  -0.1017   0.4406   1.0000
<< Back to FX 73-CL1-152 (fx73cl1152-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 73-CL1-152 (fx73cl1152-il)