FX74_CL5_140 (fx74cl5140-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX74_CL5_140 (fx74cl5140-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.39 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx74cl5140-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx74cl5140-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.500 -0.1722 0.17032 0.16391 -0.0442 1.0000 0.0652
-13.250 -0.1726 0.17034 0.16405 -0.0450 1.0000 0.0656
-13.000 -0.1755 0.17097 0.16479 -0.0456 1.0000 0.0659
-12.750 -0.1792 0.17155 0.16550 -0.0461 1.0000 0.0660
-12.500 -0.1538 0.15934 0.15334 -0.0445 1.0000 0.0683
-12.250 -0.1488 0.15643 0.15054 -0.0440 1.0000 0.0701
-12.000 -0.1465 0.15444 0.14869 -0.0434 1.0000 0.0716
-11.750 -0.1469 0.15292 0.14733 -0.0426 1.0000 0.0733
-11.500 -0.1531 0.15240 0.14703 -0.0408 1.0000 0.0746
-11.250 -0.1811 0.15639 0.15145 -0.0370 0.9948 0.0742
-11.000 -0.1476 0.15195 0.14695 -0.0468 0.9822 0.0777
-10.750 -0.1231 0.15058 0.14556 -0.0571 0.9680 0.0795
-10.500 -0.1056 0.15046 0.14544 -0.0665 0.9513 0.0800
-10.250 -0.0539 0.13619 0.13106 -0.0700 0.9430 0.0847
-10.000 -0.0246 0.13149 0.12632 -0.0764 0.9302 0.0888
-9.750 -0.0005 0.12840 0.12319 -0.0834 0.9178 0.0929
-9.500 0.0153 0.12817 0.12294 -0.0914 0.9055 0.0946
-9.250 0.0585 0.11860 0.11330 -0.0966 0.9000 0.0983
-9.000 0.0870 0.11410 0.10872 -0.1017 0.8890 0.1039
-8.750 0.1060 0.11236 0.10692 -0.1080 0.8774 0.1088
-8.500 0.1111 0.11366 0.10820 -0.1140 0.8643 0.1101
-8.250 0.1588 0.10344 0.09782 -0.1166 0.8580 0.1180
-8.000 0.1677 0.10259 0.09694 -0.1197 0.8460 0.1236
-7.750 0.1601 0.10481 0.09917 -0.1221 0.8334 0.1253
-7.500 0.2034 0.09629 0.09052 -0.1242 0.8278 0.1346
-7.250 0.2007 0.09671 0.09098 -0.1247 0.8177 0.1389
-7.000 0.2187 0.09335 0.08758 -0.1271 0.8112 0.1436
-6.750 0.2221 0.09204 0.08630 -0.1255 0.8023 0.1494
-6.500 0.2191 0.09259 0.08686 -0.1266 0.7958 0.1546
-6.250 0.1957 0.09499 0.08941 -0.1231 0.7865 0.1554
-6.000 0.2256 0.08939 0.08373 -0.1235 0.7824 0.1642
-5.750 0.2053 0.09093 0.08540 -0.1189 0.7751 0.1664
-5.500 0.1885 0.09262 0.08717 -0.1171 0.7689 0.1695
-5.250 0.1629 0.09500 0.08967 -0.1132 0.7629 0.1702
-5.000 0.1239 0.09725 0.09208 -0.1025 0.7565 0.1679
-4.750 0.0989 0.09915 0.09408 -0.0981 0.7527 0.1686
-4.500 0.0578 0.10208 0.09715 -0.0893 0.7497 0.1651
-4.250 -0.0110 0.10993 0.10522 -0.0843 0.7485 0.1565
-4.000 -0.3430 0.14139 0.13773 -0.0332 0.9540 0.1100
-3.750 -0.3461 0.13726 0.13367 -0.0283 0.9536 0.1115
-3.500 -0.3474 0.13427 0.13069 -0.0245 0.9523 0.1142
-3.250 -0.3437 0.13208 0.12851 -0.0249 0.9485 0.1186
-3.000 -0.3051 0.13158 0.12793 -0.0448 0.9428 0.1255
-2.750 -0.3129 0.12776 0.12417 -0.0362 0.9406 0.1279
-2.500 -0.3107 0.12514 0.12153 -0.0344 0.9341 0.1329
-2.250 -0.2752 0.12280 0.11913 -0.0465 0.9282 0.1424
-2.000 -0.2760 0.12029 0.11664 -0.0432 0.9226 0.1472
-1.750 -0.2414 0.11770 0.11398 -0.0533 0.9157 0.1583
-1.500 -0.2059 0.11580 0.11199 -0.0636 0.9106 0.1718
-1.250 -0.2059 0.11302 0.10926 -0.0588 0.9028 0.1780
-1.000 -0.1579 0.11137 0.10748 -0.0710 0.8980 0.2000
-0.750 -0.1512 0.10853 0.10468 -0.0697 0.8890 0.2080
-0.500 -0.0852 0.10768 0.10361 -0.0857 0.8844 0.2470
-0.250 -0.0762 0.10517 0.10113 -0.0857 0.8753 0.2631
0.000 -0.0550 0.10368 0.09965 -0.0859 0.8704 0.2897
0.250 -0.0459 0.10166 0.09766 -0.0853 0.8614 0.3145
2.000 0.4512 0.10114 0.09405 -0.1778 0.8115 0.1524
2.250 0.4771 0.10161 0.09414 -0.1797 0.8014 0.1369
2.500 0.5328 0.10365 0.09558 -0.1855 0.7965 0.1224
2.750 0.5507 0.10430 0.09600 -0.1860 0.7857 0.1176
3.000 0.5985 0.10687 0.09796 -0.1897 0.7813 0.1096
3.250 0.6071 0.10746 0.09845 -0.1886 0.7704 0.1082
3.500 0.6453 0.10991 0.10058 -0.1905 0.7663 0.1070
3.750 0.6517 0.11065 0.10122 -0.1889 0.7548 0.1075
4.000 0.6952 0.11395 0.10428 -0.1922 0.7509 0.1128
4.250 0.7011 0.11482 0.10514 -0.1912 0.7391 0.1192
4.500 0.7247 0.11735 0.10768 -0.1929 0.7325 0.1441
4.750 0.7458 0.11754 0.10968 -0.1927 0.7239 1.0000
5.000 0.7574 0.11978 0.11154 -0.1921 0.7156 1.0000
5.250 0.7828 0.12252 0.11389 -0.1929 0.7080 1.0000
5.500 0.7888 0.12455 0.11576 -0.1921 0.6996 1.0000
5.750 0.8148 0.12748 0.11841 -0.1932 0.6928 1.0000
6.000 0.8193 0.12941 0.12023 -0.1924 0.6837 1.0000
6.250 0.8464 0.13254 0.12314 -0.1936 0.6774 1.0000
6.500 0.8485 0.13436 0.12488 -0.1927 0.6687 1.0000
6.750 0.8732 0.13744 0.12779 -0.1938 0.6627 1.0000
7.000 0.8763 0.13942 0.12972 -0.1932 0.6548 1.0000
7.250 0.8994 0.14237 0.13256 -0.1940 0.6481 1.0000
7.500 0.9040 0.14452 0.13468 -0.1937 0.6408 1.0000
7.750 0.9231 0.14722 0.13732 -0.1943 0.6337 1.0000
8.000 0.9555 0.15199 0.14199 -0.1961 0.6307 1.0000
8.250 0.9450 0.15208 0.14212 -0.1946 0.6200 1.0000
8.500 0.9751 0.15639 0.14637 -0.1961 0.6160 1.0000
8.750 0.9677 0.15705 0.14708 -0.1952 0.6068 1.0000
9.000 0.9922 0.16063 0.15064 -0.1962 0.6020 1.0000
9.250 0.9917 0.16226 0.15235 -0.1960 0.5947 1.0000
9.500 1.0107 0.16516 0.15525 -0.1967 0.5883 1.0000
9.750 1.0328 0.16945 0.15955 -0.1977 0.5850 1.0000
10.000 1.0286 0.16988 0.16004 -0.1974 0.5757 1.0000
10.250 1.0545 0.17405 0.16425 -0.1985 0.5714 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX74_CL5_140 (fx74cl5140-il)