Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

FX74_CL5_140 (fx74cl5140-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX74_CL5_140 (fx74cl5140-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 33.13 at α=0.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx74cl5140-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-fx74cl5140-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX74_CL5_140                                    
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000   0.1303   0.10806   0.10313  -0.1112   0.8102   0.0382
  -9.750   0.1507   0.10637   0.10115  -0.1174   0.7812   0.0393
  -9.500   0.1626   0.10563   0.10025  -0.1219   0.7610   0.0397
  -9.250   0.1725   0.10484   0.09935  -0.1258   0.7460   0.0399
  -9.000   0.1829   0.10356   0.09797  -0.1291   0.7346   0.0401
  -8.750   0.2131   0.09418   0.08842  -0.1270   0.7237   0.0425
  -8.500   0.2261   0.09170   0.08587  -0.1282   0.7151   0.0443
  -8.250   0.2382   0.08959   0.08367  -0.1295   0.7075   0.0456
  -8.000   0.2482   0.08761   0.08167  -0.1307   0.7003   0.0477
  -7.750   0.2576   0.08592   0.07994  -0.1322   0.6939   0.0500
  -7.500   0.2644   0.08499   0.07900  -0.1341   0.6883   0.0514
  -7.250   0.2665   0.08469   0.07875  -0.1359   0.6829   0.0521
  -7.000   0.2677   0.08468   0.07876  -0.1381   0.6782   0.0525
  -6.750   0.2854   0.07946   0.07349  -0.1372   0.6740   0.0539
  -6.500   0.3020   0.07616   0.07019  -0.1362   0.6690   0.0569
  -6.250   0.3098   0.07452   0.06854  -0.1364   0.6649   0.0597
  -6.000   0.3177   0.07324   0.06722  -0.1379   0.6614   0.0631
  -5.750   0.3260   0.07291   0.06697  -0.1429   0.6574   0.0652
  -5.500   0.3473   0.07235   0.06640  -0.1546   0.6534   0.0660
  -5.250   0.3482   0.06772   0.06182  -0.1431   0.6503   0.0690
  -5.000   0.3628   0.06571   0.05977  -0.1439   0.6474   0.0737
  -4.750   0.3976   0.06491   0.05888  -0.1600   0.6443   0.0798
  -4.500   0.3994   0.06169   0.05581  -0.1548   0.6412   0.0820
  -4.250   0.4091   0.05991   0.05406  -0.1521   0.6379   0.0881
  -4.000   0.4438   0.05731   0.05136  -0.1631   0.6346   0.0967
  -3.750   0.4818   0.05526   0.04908  -0.1719   0.6317   0.1108
  -3.500   0.4811   0.05320   0.04719  -0.1652   0.6291   0.1154
  -3.250   0.5092   0.05111   0.04509  -0.1705   0.6258   0.1286
  -3.000   0.5366   0.04908   0.04303  -0.1742   0.6229   0.1437
  -2.750   0.5628   0.04714   0.04104  -0.1767   0.6203   0.1604
  -2.500   0.6009   0.04508   0.03880  -0.1824   0.6178   0.1885
  -2.250   0.6340   0.04323   0.03683  -0.1858   0.6157   0.2188
  -2.000   0.6521   0.04212   0.03584  -0.1854   0.6129   0.2430
  -1.250   0.8272   0.03585   0.02804  -0.2098   0.6034   0.1712
  -1.000   0.8867   0.03281   0.02392  -0.2142   0.6014   0.0813
  -0.750   0.9177   0.03210   0.02308  -0.2152   0.5991   0.0722
  -0.500   0.9434   0.03224   0.02299  -0.2150   0.5964   0.0651
  -0.250   0.9697   0.03207   0.02279  -0.2152   0.5935   0.0616
   0.000   0.9971   0.03198   0.02261  -0.2152   0.5908   0.0587
   0.250   1.0274   0.03193   0.02250  -0.2157   0.5884   0.0604
   0.500   1.0609   0.03202   0.02242  -0.2168   0.5864   0.0645
   0.750   1.0860   0.03289   0.02326  -0.2171   0.5841   0.0681
   1.000   1.1026   0.03434   0.02482  -0.2165   0.5805   0.0787
   1.250   1.1222   0.03431   0.02657  -0.2158   0.5774   0.8133
   1.500   1.1169   0.03487   0.02732  -0.2094   0.5751   0.9300
   1.750   1.1448   0.03564   0.02784  -0.2097   0.5730   1.0000
   2.000   1.1778   0.03614   0.02803  -0.2106   0.5711   1.0000
   2.250   1.1711   0.03973   0.03182  -0.2080   0.5667   1.0000
   2.500   1.1511   0.04463   0.03694  -0.2047   0.5623   1.0000
   2.750   1.1564   0.04739   0.03967  -0.2035   0.5592   1.0000
   3.000   1.1926   0.04748   0.03952  -0.2045   0.5574   1.0000
   3.250   1.2353   0.04704   0.03885  -0.2060   0.5559   1.0000
   4.000   0.8394   0.10147   0.09345  -0.1960   0.5898   0.0711
   4.250   0.8738   0.10179   0.09560  -0.1970   0.5874   0.8662
   4.500   0.8596   0.10446   0.09832  -0.1947   0.5784   1.0000
   4.750   0.8837   0.10637   0.09998  -0.1948   0.5738   1.0000
   5.000   0.9180   0.10845   0.10179  -0.1955   0.5715   1.0000
   5.250   0.9024   0.11136   0.10473  -0.1941   0.5605   1.0000
   5.500   0.9314   0.11334   0.10652  -0.1945   0.5574   1.0000
   5.750   0.9659   0.11576   0.10875  -0.1954   0.5558   1.0000
   6.000   0.9411   0.11876   0.11183  -0.1939   0.5445   1.0000
   6.250   0.9700   0.12094   0.11388  -0.1944   0.5419   1.0000
   6.500   1.0060   0.12353   0.11635  -0.1954   0.5405   1.0000
   6.750   0.7725   0.12757   0.12177  -0.1645   0.5007   1.0000
   7.000   0.7955   0.12976   0.12384  -0.1649   0.4975   1.0000
<< Back to FX74_CL5_140 (fx74cl5140-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX74_CL5_140 (fx74cl5140-il)