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

Polar data table (+)

Polar graphs


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