FX 73-CL1-152 (fx73cl1152-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 73-CL1-152 (fx73cl1152-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.92 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx73cl1152-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx73cl1152-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.2035 0.15004 0.14305 -0.0242 1.0000 0.1476
-12.000 -0.2085 0.15054 0.14365 -0.0262 1.0000 0.1510
-11.750 -0.2251 0.15352 0.14675 -0.0286 1.0000 0.1519
-11.500 -0.1858 0.14242 0.13572 -0.0274 1.0000 0.1553
-11.250 -0.1737 0.13908 0.13247 -0.0277 1.0000 0.1590
-11.000 -0.1671 0.13679 0.13030 -0.0286 1.0000 0.1631
-10.750 -0.1708 0.13659 0.13024 -0.0303 1.0000 0.1670
-10.500 -0.1902 0.13944 0.13329 -0.0326 1.0000 0.1684
-10.250 -0.1572 0.13052 0.12453 -0.0320 1.0000 0.1711
-10.000 -0.1444 0.12724 0.12150 -0.0321 1.0000 0.1751
-9.750 -0.1402 0.12635 0.12097 -0.0351 0.9747 0.1794
-9.500 -0.1341 0.12733 0.12191 -0.0470 0.9465 0.1859
-9.250 -0.0591 0.11511 0.10953 -0.0547 0.9221 0.1933
-9.000 -0.0317 0.11231 0.10655 -0.0640 0.8967 0.2028
-8.750 -0.0059 0.10806 0.10212 -0.0704 0.8723 0.2068
-8.500 0.0287 0.10316 0.09699 -0.0727 0.8476 0.2139
-8.250 0.0301 0.10302 0.09674 -0.0754 0.8295 0.2220
-8.000 0.0368 0.10070 0.09439 -0.0768 0.8130 0.2257
-7.750 0.0633 0.09672 0.09030 -0.0764 0.7971 0.2337
-7.500 0.0534 0.09770 0.09131 -0.0781 0.7864 0.2421
-7.250 0.0718 0.09376 0.08733 -0.0782 0.7750 0.2467
-7.000 0.0896 0.09115 0.08468 -0.0781 0.7645 0.2546
-6.750 0.0663 0.09332 0.08697 -0.0791 0.7565 0.2624
-6.500 0.1005 0.08784 0.08140 -0.0788 0.7475 0.2684
-6.250 0.1067 0.08664 0.08025 -0.0787 0.7387 0.2784
-6.000 0.1025 0.08569 0.07932 -0.0789 0.7325 0.2852
-5.750 0.1209 0.08342 0.07707 -0.0783 0.7247 0.2975
-5.500 0.1100 0.08322 0.07698 -0.0777 0.7188 0.3051
-5.250 0.1268 0.08112 0.07483 -0.0768 0.7130 0.3182
-5.000 0.1261 0.08003 0.07381 -0.0761 0.7076 0.3267
-4.750 0.1243 0.07987 0.07374 -0.0754 0.7014 0.3399
-4.500 0.1368 0.07757 0.07145 -0.0743 0.6958 0.3491
-4.250 0.1332 0.07713 0.07101 -0.0741 0.6917 0.3645
-4.000 0.1329 0.07702 0.07101 -0.0727 0.6865 0.3802
-3.750 0.1422 0.07545 0.06953 -0.0702 0.6813 0.3921
-3.500 0.1429 0.07481 0.06895 -0.0684 0.6769 0.4103
-3.250 0.1493 0.07372 0.06786 -0.0665 0.6729 0.4322
-3.000 0.1492 0.07332 0.06750 -0.0640 0.6691 0.4540
-2.750 0.1259 0.07479 0.06917 -0.0602 0.6646 0.4664
-2.500 0.0952 0.07705 0.07159 -0.0563 0.6618 0.4822
-2.250 0.0820 0.07747 0.07211 -0.0514 0.6589 0.4914
-2.000 0.1768 0.06568 0.05875 -0.1063 0.6557 0.2216
-1.750 0.2254 0.06199 0.05471 -0.1107 0.6515 0.2163
-1.500 0.2266 0.06247 0.05500 -0.1113 0.6493 0.2123
-1.250 0.2213 0.06349 0.05580 -0.1113 0.6490 0.2093
-1.000 0.2155 0.06477 0.05695 -0.1103 0.6492 0.2094
-0.750 0.2177 0.06582 0.05788 -0.1099 0.6495 0.2110
-0.500 0.2319 0.06655 0.05841 -0.1106 0.6503 0.2146
1.000 0.1249 0.07913 0.07094 -0.1047 0.7948 0.2141
1.250 0.1464 0.07956 0.07102 -0.1052 0.7835 0.2196
1.500 0.1794 0.08055 0.07180 -0.1070 0.7737 0.2294
1.750 0.1918 0.08110 0.07219 -0.1062 0.7622 0.2375
2.000 0.2268 0.08266 0.07357 -0.1080 0.7532 0.2535
2.250 0.2369 0.08314 0.07389 -0.1070 0.7403 0.2654
2.500 0.2769 0.08540 0.07608 -0.1093 0.7324 0.2931
2.750 0.2819 0.08576 0.07637 -0.1078 0.7194 0.3105
3.000 0.3201 0.08804 0.07862 -0.1100 0.7128 0.3589
3.250 0.3253 0.08862 0.07930 -0.1088 0.7016 0.3921
3.500 0.3611 0.09031 0.08145 -0.1107 0.6938 0.5000
3.750 0.3664 0.08960 0.08224 -0.1084 0.6848 1.0000
4.000 0.3972 0.09208 0.08391 -0.1101 0.6744 1.0000
4.250 0.4315 0.09622 0.08763 -0.1120 0.6700 1.0000
4.500 0.4244 0.09599 0.08730 -0.1096 0.6565 1.0000
4.750 0.4609 0.09995 0.09096 -0.1114 0.6516 1.0000
5.000 0.4510 0.10019 0.09113 -0.1092 0.6403 1.0000
5.250 0.4806 0.10327 0.09399 -0.1101 0.6332 1.0000
5.500 0.4844 0.10507 0.09569 -0.1093 0.6257 1.0000
5.750 0.4996 0.10698 0.09747 -0.1092 0.6162 1.0000
6.000 0.5327 0.11096 0.10128 -0.1106 0.6119 1.0000
6.250 0.5222 0.11146 0.10175 -0.1088 0.6028 1.0000
6.500 0.5429 0.11398 0.10415 -0.1091 0.5953 1.0000
6.750 0.5802 0.11876 0.10878 -0.1108 0.5914 1.0000
7.000 0.5618 0.11824 0.10827 -0.1087 0.5807 1.0000
7.250 0.5848 0.12117 0.11110 -0.1092 0.5747 1.0000
7.500 0.6189 0.12600 0.11583 -0.1106 0.5716 1.0000
7.750 0.5989 0.12535 0.11519 -0.1088 0.5619 1.0000
8.000 0.6204 0.12819 0.11796 -0.1092 0.5554 1.0000
8.250 0.6554 0.13327 0.12295 -0.1105 0.5520 1.0000
8.500 0.6354 0.13257 0.12228 -0.1090 0.5430 1.0000
8.750 0.6531 0.13522 0.12489 -0.1093 0.5368 1.0000
9.000 0.6830 0.13969 0.12930 -0.1103 0.5332 1.0000
9.250 0.6723 0.14023 0.12984 -0.1096 0.5265 1.0000
9.500 0.6851 0.14237 0.13197 -0.1098 0.5187 1.0000
9.750 0.7113 0.14639 0.13596 -0.1105 0.5145 1.0000
10.000 0.7278 0.15048 0.14002 -0.1111 0.5118 1.0000
10.250 0.7154 0.14968 0.13926 -0.1106 0.5023 1.0000
10.500 0.7365 0.15297 0.14253 -0.1110 0.4968 1.0000
10.750 0.7698 0.15899 0.14853 -0.1121 0.4939 1.0000
11.000 0.7480 0.15734 0.14692 -0.1117 0.4864 1.0000
11.250 0.7625 0.15991 0.14949 -0.1121 0.4800 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 73-CL1-152 (fx73cl1152-il)