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

Polar data table (+)

Polar graphs


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