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=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
<< Back to FX74_CL5_140 (fx74cl5140-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX74_CL5_140 (fx74cl5140-il)