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=5


Details Polar file
Airfoil: FX74_CL5_140 (fx74cl5140-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 18.34 at α=1°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx74cl5140-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx74cl5140-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500   0.1468   0.12828   0.12091  -0.1086   0.7577   0.0587
 -11.250   0.1593   0.12628   0.11873  -0.1111   0.7430   0.0604
 -11.000   0.1650   0.12603   0.11839  -0.1136   0.7308   0.0619
 -10.750   0.1694   0.12595   0.11823  -0.1158   0.7200   0.0623
 -10.500   0.1850   0.12165   0.11382  -0.1171   0.7114   0.0631
 -10.250   0.2032   0.11685   0.10894  -0.1175   0.7023   0.0650
  -9.750   0.2268   0.11198   0.10393  -0.1199   0.6879   0.0685
  -9.500   0.2369   0.11000   0.10190  -0.1212   0.6817   0.0707
  -9.250   0.2455   0.10849   0.10034  -0.1227   0.6760   0.0726
  -9.000   0.2496   0.10798   0.09986  -0.1242   0.6703   0.0741
  -8.750   0.2520   0.10798   0.09986  -0.1260   0.6654   0.0748
  -8.500   0.2534   0.10810   0.09998  -0.1280   0.6611   0.0751
  -8.250   0.2812   0.10076   0.09261  -0.1273   0.6559   0.0772
  -8.000   0.2950   0.09797   0.08979  -0.1279   0.6515   0.0796
  -7.750   0.3067   0.09590   0.08769  -0.1290   0.6479   0.0820
  -7.500   0.3161   0.09425   0.08603  -0.1300   0.6443   0.0846
  -7.250   0.3190   0.09350   0.08535  -0.1308   0.6403   0.0873
  -7.000   0.3167   0.09371   0.08565  -0.1316   0.6366   0.0886
  -6.750   0.3118   0.09431   0.08632  -0.1325   0.6334   0.0892
  -6.500   0.3380   0.08860   0.08052  -0.1324   0.6303   0.0912
  -6.250   0.3503   0.08609   0.07802  -0.1319   0.6269   0.0940
  -6.000   0.3538   0.08485   0.07687  -0.1310   0.6234   0.0967
  -5.750   0.3563   0.08393   0.07601  -0.1309   0.6201   0.0998
  -5.500   0.3569   0.08406   0.07620  -0.1332   0.6172   0.1032
  -5.250   0.3645   0.08409   0.07626  -0.1392   0.6146   0.1044
  -5.000   0.3789   0.07942   0.07154  -0.1336   0.6123   0.1079
  -4.750   0.3813   0.07829   0.07052  -0.1319   0.6088   0.1117
  -4.500   0.3850   0.07773   0.07004  -0.1333   0.6054   0.1173
  -4.000   0.4022   0.07440   0.06678  -0.1344   0.6000   0.1248
  -3.750   0.4182   0.07290   0.06524  -0.1372   0.5978   0.1329
  -3.500   0.4361   0.07106   0.06337  -0.1417   0.5957   0.1383
  -3.250   0.4316   0.07041   0.06290  -0.1379   0.5925   0.1411
  -3.000   0.4371   0.06970   0.06225  -0.1381   0.5892   0.1478
  -2.750   0.4536   0.06818   0.06074  -0.1416   0.5861   0.1553
  -2.500   0.4850   0.06640   0.05885  -0.1483   0.5835   0.1699
  -2.250   0.4968   0.06446   0.05692  -0.1462   0.5814   0.1751
  -2.000   0.5286   0.06235   0.05469  -0.1508   0.5794   0.1915
  -1.500   0.6270   0.05763   0.04934  -0.1717   0.5718   0.0729
  -1.250   0.6794   0.05531   0.04661  -0.1797   0.5693   0.0612
  -1.000   0.7229   0.05352   0.04458  -0.1850   0.5671   0.0573
  -0.750   0.7959   0.05089   0.04114  -0.1949   0.5652   0.0516
  -0.500   0.8474   0.04926   0.03909  -0.2003   0.5635   0.0504
  -0.250   0.8263   0.05225   0.04230  -0.1957   0.5580   0.0503
   0.000   0.8195   0.05456   0.04465  -0.1932   0.5534   0.0501
   0.250   0.8477   0.05486   0.04463  -0.1950   0.5508   0.0504
   0.500   0.8894   0.05436   0.04369  -0.1980   0.5489   0.0512
   0.750   0.9325   0.05367   0.04257  -0.2005   0.5474   0.0518
   1.000   0.9722   0.05302   0.04159  -0.2022   0.5461   0.0521
   1.500   0.8814   0.06507   0.05421  -0.1918   0.5313   0.0518
   3.000   0.8654   0.08601   0.07503  -0.1884   0.5030   0.0533
   3.500   0.9157   0.08825   0.07697  -0.1896   0.4982   0.0577
   4.000   0.9128   0.09582   0.08451  -0.1896   0.4889   0.0611
   4.250   0.9273   0.09827   0.08695  -0.1903   0.4855   0.0673
   4.500   0.9530   0.09984   0.08848  -0.1914   0.4828   0.0849
   4.750   0.9768   0.09916   0.08965  -0.1911   0.4809   1.0000
   5.000   0.9678   0.10371   0.09416  -0.1908   0.4755   1.0000
   5.250   0.9699   0.10714   0.09746  -0.1907   0.4709   1.0000
   5.500   0.9866   0.10914   0.09922  -0.1907   0.4677   1.0000
   5.750   1.0091   0.11058   0.10042  -0.1907   0.4654   1.0000
   6.000   1.0161   0.11360   0.10334  -0.1907   0.4618   1.0000
   6.250   1.0074   0.11807   0.10786  -0.1908   0.4562   1.0000
   6.500   1.0208   0.12034   0.11001  -0.1908   0.4526   1.0000
   6.750   1.0413   0.12194   0.11146  -0.1908   0.4501   1.0000
   7.000   1.0654   0.12323   0.11260  -0.1908   0.4482   1.0000
   7.250   1.0464   0.12884   0.11833  -0.1913   0.4423   1.0000
   7.500   1.0533   0.13176   0.12122  -0.1915   0.4385   1.0000
<< Back to FX74_CL5_140 (fx74cl5140-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX74_CL5_140 (fx74cl5140-il)