FX 73-CL1-152 (fx73cl1152-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 73-CL1-152 (fx73cl1152-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.72 at α=2° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx73cl1152-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx73cl1152-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.0750 0.11661 0.10942 -0.0521 0.7701 0.1319
-9.500 -0.0757 0.11553 0.10821 -0.0549 0.7483 0.1355
-9.000 -0.0692 0.11126 0.10376 -0.0589 0.7142 0.1370
-8.750 -0.0467 0.10687 0.09923 -0.0585 0.6977 0.1385
-8.500 -0.0325 0.10386 0.09612 -0.0589 0.6847 0.1403
-8.250 -0.0213 0.10131 0.09348 -0.0597 0.6734 0.1423
-8.000 -0.0125 0.09902 0.09115 -0.0606 0.6632 0.1456
-7.750 -0.0151 0.09772 0.08985 -0.0627 0.6552 0.1503
-7.500 -0.0207 0.09632 0.08845 -0.0651 0.6484 0.1515
-7.000 -0.0145 0.08457 0.07657 -0.0710 0.6358 0.0972
-6.750 -0.0020 0.08202 0.07395 -0.0710 0.6289 0.0956
-6.500 0.0029 0.07944 0.07141 -0.0718 0.6217 0.0940
-6.250 0.0078 0.07657 0.06853 -0.0737 0.6157 0.0928
-6.000 0.0138 0.07354 0.06545 -0.0762 0.6110 0.0926
-5.750 0.0206 0.07045 0.06238 -0.0791 0.6050 0.0930
-5.250 0.0397 0.06325 0.05506 -0.0865 0.5949 0.0928
-5.000 0.0532 0.05886 0.05048 -0.0912 0.5910 0.0921
-4.750 0.0681 0.05460 0.04608 -0.0956 0.5857 0.0922
-4.500 0.0863 0.05060 0.04183 -0.0997 0.5805 0.0939
-4.250 0.1076 0.04609 0.03682 -0.1042 0.5759 0.0961
-4.000 0.1322 0.04203 0.03205 -0.1076 0.5720 0.0976
-3.750 0.1554 0.04070 0.03065 -0.1080 0.5666 0.0994
-3.500 0.1795 0.03970 0.02956 -0.1083 0.5613 0.1025
-3.250 0.2058 0.03797 0.02742 -0.1093 0.5569 0.1064
-3.000 0.2337 0.03608 0.02493 -0.1102 0.5531 0.1097
-2.750 0.2584 0.03556 0.02441 -0.1101 0.5486 0.1133
-2.500 0.2832 0.03492 0.02363 -0.1101 0.5434 0.1184
-2.250 0.3099 0.03403 0.02241 -0.1101 0.5388 0.1233
-2.000 0.3360 0.03364 0.02196 -0.1099 0.5351 0.1289
-1.750 0.3644 0.03303 0.02099 -0.1098 0.5321 0.1368
-1.500 0.3871 0.03307 0.02118 -0.1095 0.5272 0.1433
-1.250 0.4116 0.03295 0.02093 -0.1091 0.5227 0.1530
-1.000 0.4366 0.03287 0.02084 -0.1086 0.5187 0.1637
-0.750 0.4634 0.03270 0.02058 -0.1083 0.5153 0.1770
-0.500 0.4915 0.03259 0.02033 -0.1081 0.5124 0.1944
-0.250 0.5123 0.03305 0.02093 -0.1076 0.5076 0.2127
0.250 0.5603 0.03348 0.02145 -0.1068 0.4994 0.2670
0.500 0.5868 0.03350 0.02151 -0.1065 0.4963 0.3050
0.750 0.6143 0.03343 0.02152 -0.1062 0.4937 0.3517
1.000 0.6299 0.03435 0.02275 -0.1053 0.4886 0.3967
1.250 0.6488 0.03487 0.02360 -0.1045 0.4842 0.4617
1.500 0.6678 0.03487 0.02414 -0.1030 0.4806 0.5824
1.750 0.6925 0.03441 0.02418 -0.1016 0.4776 1.0000
2.000 0.7215 0.03482 0.02423 -0.1015 0.4751 1.0000
2.250 0.7300 0.03678 0.02621 -0.1005 0.4696 1.0000
2.500 0.7442 0.03826 0.02760 -0.0996 0.4648 1.0000
2.750 0.7658 0.03915 0.02831 -0.0991 0.4612 1.0000
3.000 0.7912 0.03973 0.02869 -0.0987 0.4584 1.0000
3.250 0.8198 0.04012 0.02886 -0.0984 0.4562 1.0000
3.500 0.7983 0.04438 0.03338 -0.0961 0.4481 1.0000
3.750 0.8090 0.04609 0.03503 -0.0951 0.4437 1.0000
4.000 0.8322 0.04682 0.03561 -0.0945 0.4408 1.0000
4.250 0.8603 0.04718 0.03582 -0.0941 0.4387 1.0000
4.750 0.7995 0.05727 0.04615 -0.0901 0.4233 1.0000
5.000 0.8251 0.05776 0.04651 -0.0894 0.4212 1.0000
5.250 0.8565 0.05780 0.04642 -0.0888 0.4197 1.0000
5.750 0.7942 0.07030 0.05908 -0.0893 0.4034 1.0000
6.000 0.7713 0.07587 0.06469 -0.0898 0.3963 1.0000
6.250 0.7688 0.07931 0.06812 -0.0900 0.3909 1.0000
6.500 0.7829 0.08113 0.06988 -0.0897 0.3879 1.0000
6.750 0.8021 0.08253 0.07122 -0.0893 0.3858 1.0000
7.000 0.8243 0.08365 0.07227 -0.0887 0.3842 1.0000
7.250 0.7836 0.09123 0.07997 -0.0904 0.3757 1.0000
7.500 0.7940 0.09350 0.08221 -0.0903 0.3721 1.0000
7.750 0.8110 0.09516 0.08383 -0.0900 0.3697 1.0000
8.000 0.8307 0.09662 0.08524 -0.0897 0.3679 1.0000
8.250 0.8112 0.10223 0.09092 -0.0910 0.3627 1.0000
8.500 0.8110 0.10568 0.09439 -0.0915 0.3583 1.0000
8.750 0.8228 0.10789 0.09659 -0.0915 0.3551 1.0000
9.000 0.8395 0.10968 0.09837 -0.0913 0.3528 1.0000
9.250 0.8585 0.11133 0.10000 -0.0910 0.3512 1.0000
9.500 0.8398 0.11685 0.10560 -0.0926 0.3461 1.0000
9.750 0.8422 0.12003 0.10881 -0.0932 0.3419 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 73-CL1-152 (fx73cl1152-il)