FX 73-CL3-152 (fx73cl3152-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 73-CL3-152 (fx73cl3152-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.32 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx73cl3152-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx73cl3152-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 73-CL3-152
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.250 -0.1737 0.17572 0.16853 -0.0404 1.0000 0.1085
-14.000 -0.1729 0.17425 0.16714 -0.0396 1.0000 0.1107
-13.750 -0.1744 0.17334 0.16629 -0.0389 1.0000 0.1131
-13.500 -0.1800 0.17368 0.16670 -0.0385 1.0000 0.1148
-13.250 -0.1926 0.17604 0.16915 -0.0382 1.0000 0.1156
-13.000 -0.1853 0.17125 0.16444 -0.0370 1.0000 0.1167
-12.750 -0.1775 0.16733 0.16056 -0.0355 1.0000 0.1186
-12.500 -0.1754 0.16529 0.15858 -0.0342 1.0000 0.1208
-12.250 -0.1756 0.16378 0.15714 -0.0332 1.0000 0.1231
-12.000 -0.1778 0.16267 0.15610 -0.0323 1.0000 0.1255
-11.750 -0.1833 0.16241 0.15593 -0.0316 1.0000 0.1276
-11.500 -0.1958 0.16387 0.15749 -0.0311 1.0000 0.1288
-11.250 -0.2127 0.16624 0.15997 -0.0306 1.0000 0.1293
-11.000 -0.1977 0.15940 0.15320 -0.0290 1.0000 0.1307
-10.750 -0.1918 0.15603 0.14989 -0.0272 1.0000 0.1327
-10.500 -0.1923 0.15433 0.14828 -0.0257 1.0000 0.1349
-10.250 -0.1962 0.15331 0.14737 -0.0243 1.0000 0.1373
-10.000 -0.2036 0.15287 0.14704 -0.0228 1.0000 0.1400
-9.750 -0.2158 0.15340 0.14770 -0.0214 1.0000 0.1421
-9.500 -0.2358 0.15550 0.14995 -0.0200 1.0000 0.1435
-9.250 -0.2521 0.15853 0.15309 -0.0226 0.9961 0.1443
-9.000 -0.1906 0.14656 0.14107 -0.0281 0.9866 0.1489
-8.750 -0.1577 0.14230 0.13676 -0.0351 0.9750 0.1549
-8.500 -0.1454 0.14207 0.13654 -0.0431 0.9614 0.1598
-8.250 -0.1215 0.13785 0.13232 -0.0492 0.9487 0.1620
-8.000 -0.0693 0.13015 0.12453 -0.0552 0.9404 0.1681
-7.750 -0.0486 0.12760 0.12197 -0.0605 0.9254 0.1747
-7.500 -0.0576 0.13043 0.12484 -0.0660 0.9077 0.1779
-7.250 -0.0057 0.12073 0.11509 -0.0686 0.8966 0.1836
-7.000 0.0258 0.11730 0.11161 -0.0749 0.8877 0.1930
-6.750 0.0079 0.12029 0.11465 -0.0770 0.8690 0.1962
-6.500 0.0426 0.11320 0.10755 -0.0782 0.8555 0.2000
-6.250 0.0878 0.10787 0.10213 -0.0842 0.8498 0.2098
-6.000 0.0693 0.10951 0.10382 -0.0828 0.8318 0.2143
-5.750 0.0370 0.11285 0.10723 -0.0810 0.8136 0.2157
-5.500 0.1182 0.10153 0.09579 -0.0867 0.8123 0.2258
-5.250 0.0989 0.10232 0.09664 -0.0822 0.7962 0.2295
-5.000 0.0729 0.10391 0.09831 -0.0779 0.7814 0.2326
-4.750 0.0407 0.10714 0.10160 -0.0766 0.7681 0.2353
-4.000 0.0511 0.10185 0.09636 -0.0720 0.7434 0.2538
-3.750 0.0383 0.10253 0.09708 -0.0730 0.7359 0.2573
-3.500 0.0246 0.10184 0.09646 -0.0674 0.7277 0.2592
-3.250 0.0502 0.09854 0.09310 -0.0678 0.7230 0.2702
-3.000 0.0169 0.10087 0.09554 -0.0630 0.7153 0.2712
-2.750 0.0040 0.10259 0.09730 -0.0668 0.7098 0.2777
-2.500 0.0142 0.09948 0.09420 -0.0626 0.7061 0.2826
-2.250 0.0310 0.09960 0.09426 -0.0702 0.7019 0.2979
-2.000 0.0040 0.10091 0.09567 -0.0656 0.6980 0.2985
-1.750 -0.0080 0.10041 0.09524 -0.0611 0.6950 0.3011
-1.500 0.0070 0.10166 0.09644 -0.0683 0.6930 0.3180
-1.250 -0.0046 0.10031 0.09518 -0.0628 0.6923 0.3204
-1.000 0.0123 0.10052 0.09535 -0.0673 0.6904 0.3389
-0.750 0.0018 0.09961 0.09452 -0.0626 0.6906 0.3420
-0.500 0.0095 0.10087 0.09578 -0.0665 0.6935 0.3594
-0.250 0.0014 0.10024 0.09522 -0.0625 0.6988 0.3636
0.000 0.0205 0.09990 0.09487 -0.0652 0.7017 0.3826
1.000 0.1199 0.09942 0.09368 -0.1142 0.8012 0.2373
1.250 0.1181 0.10094 0.09544 -0.1074 0.7957 0.2658
1.500 0.1224 0.10371 0.09838 -0.1015 0.7927 0.3268
1.750 0.2636 0.09504 0.08791 -0.1388 0.7840 0.2034
2.000 0.3087 0.09576 0.08806 -0.1438 0.7774 0.2133
2.250 0.3351 0.09720 0.08936 -0.1454 0.7733 0.2224
2.500 0.3476 0.09726 0.08918 -0.1453 0.7628 0.2330
2.750 0.3876 0.09947 0.09107 -0.1483 0.7579 0.2551
3.000 0.3885 0.09981 0.09150 -0.1466 0.7482 0.2649
3.250 0.4254 0.10196 0.09341 -0.1490 0.7412 0.2992
3.500 0.4333 0.10314 0.09461 -0.1483 0.7330 0.3215
3.750 0.4597 0.10507 0.09650 -0.1491 0.7249 0.3621
4.250 0.4925 0.10862 0.10003 -0.1490 0.7088 0.4359
4.500 0.5306 0.11206 0.10347 -0.1509 0.7038 0.4919
4.750 0.5268 0.11244 0.10387 -0.1490 0.6923 0.5144
5.000 0.5601 0.11535 0.10680 -0.1505 0.6865 0.5741
5.250 0.5626 0.11669 0.10822 -0.1495 0.6788 0.6089
5.500 0.5868 0.11864 0.11029 -0.1505 0.6705 0.6838
5.750 0.6342 0.12214 0.11395 -0.1551 0.6662 1.0000
6.000 0.6243 0.12215 0.11382 -0.1534 0.6537 1.0000
6.250 0.6604 0.12612 0.11737 -0.1559 0.6484 1.0000
6.500 0.6557 0.12732 0.11848 -0.1547 0.6398 1.0000
6.750 0.6764 0.12988 0.12084 -0.1553 0.6322 1.0000
7.000 0.7113 0.13440 0.12513 -0.1571 0.6284 1.0000
7.250 0.6982 0.13448 0.12520 -0.1552 0.6177 1.0000
7.500 0.7238 0.13761 0.12816 -0.1560 0.6113 1.0000
7.750 0.7607 0.14301 0.13339 -0.1579 0.6084 1.0000
8.000 0.7385 0.14178 0.13219 -0.1556 0.5974 1.0000
8.250 0.7628 0.14500 0.13530 -0.1563 0.5919 1.0000
8.500 0.7990 0.15061 0.14077 -0.1580 0.5890 1.0000
8.750 0.7768 0.14907 0.13927 -0.1560 0.5778 1.0000
9.000 0.8012 0.15242 0.14253 -0.1567 0.5723 1.0000
9.250 0.8351 0.15806 0.14808 -0.1582 0.5696 1.0000
9.500 0.8125 0.15640 0.14646 -0.1566 0.5598 1.0000
9.750 0.8332 0.15941 0.14941 -0.1571 0.5538 1.0000
10.000 0.8662 0.16488 0.15482 -0.1583 0.5505 1.0000
10.250 0.8481 0.16376 0.15373 -0.1574 0.5418 1.0000
10.500 0.8649 0.16643 0.15638 -0.1577 0.5356 1.0000
10.750 0.8929 0.17113 0.16104 -0.1586 0.5318 1.0000
11.000 0.8848 0.17155 0.16147 -0.1585 0.5255 1.0000
11.250 0.8964 0.17353 0.16345 -0.1587 0.5176 1.0000
11.500 0.9207 0.17764 0.16756 -0.1593 0.5133 1.0000
11.750 0.9362 0.18189 0.17180 -0.1600 0.5103 1.0000
12.000 0.9271 0.18075 0.17069 -0.1600 0.5005 1.0000
12.250 0.9484 0.18431 0.17426 -0.1604 0.4950 1.0000
12.500 0.9808 0.19135 0.18132 -0.1614 0.4922 1.0000
12.750 0.9585 0.18820 0.17820 -0.1616 0.4836 1.0000
13.000 0.9758 0.19117 0.18119 -0.1620 0.4771 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 73-CL3-152 (fx73cl3152-il)