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-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
<< Back to FX 73-CL3-152 (fx73cl3152-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 73-CL3-152 (fx73cl3152-il)