FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 19.92 at α=-0.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx74cl6140-il-100000.txt Download as CSV file: xf-fx74cl6140-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 74-CL6-140
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.0211 0.12215 0.11640 -0.0751 0.7163 0.0532
-10.750 -0.0192 0.12108 0.11530 -0.0777 0.7103 0.0541
-10.500 -0.0213 0.12062 0.11483 -0.0807 0.7055 0.0544
-10.250 0.0011 0.11459 0.10877 -0.0799 0.6983 0.0554
-10.000 0.0146 0.11140 0.10552 -0.0804 0.6927 0.0568
-9.750 0.0247 0.10886 0.10292 -0.0815 0.6885 0.0585
-9.500 0.0329 0.10652 0.10062 -0.0829 0.6840 0.0604
-9.250 0.0373 0.10482 0.09894 -0.0849 0.6799 0.0623
-9.000 0.0335 0.10445 0.09861 -0.0882 0.6767 0.0632
-8.750 0.0290 0.10388 0.09806 -0.0915 0.6737 0.0635
-8.500 0.0618 0.09705 0.09114 -0.0883 0.6693 0.0655
-8.250 0.0729 0.09449 0.08861 -0.0888 0.6651 0.0675
-8.000 0.0804 0.09232 0.08647 -0.0898 0.6614 0.0701
-7.750 0.0835 0.09075 0.08492 -0.0916 0.6582 0.0724
-7.500 0.0752 0.09044 0.08467 -0.0953 0.6558 0.0737
-7.250 0.0669 0.09007 0.08434 -0.0994 0.6537 0.0740
-7.000 0.1057 0.08336 0.07761 -0.0942 0.6500 0.0771
-6.750 0.1145 0.08129 0.07559 -0.0946 0.6470 0.0812
-6.500 0.1126 0.08015 0.07453 -0.0960 0.6445 0.0843
-6.250 0.1089 0.07945 0.07390 -0.1059 0.6422 0.0860
-6.000 0.1241 0.07540 0.06986 -0.0997 0.6394 0.0889
-5.750 0.1372 0.07325 0.06767 -0.0992 0.6368 0.0931
-5.500 0.1462 0.07148 0.06588 -0.1106 0.6345 0.0997
-5.250 0.1562 0.06804 0.06253 -0.1122 0.6317 0.1022
-5.000 0.1684 0.06601 0.06058 -0.1088 0.6290 0.1055
-4.750 0.1842 0.06382 0.05838 -0.1123 0.6264 0.1123
-4.500 0.2028 0.06063 0.05510 -0.1189 0.6242 0.1189
-4.250 0.2180 0.05869 0.05319 -0.1176 0.6219 0.1243
-4.000 0.2432 0.05578 0.05008 -0.1240 0.6197 0.1362
-3.750 0.2711 0.05392 0.04794 -0.1290 0.6174 0.1520
-3.500 0.2820 0.05187 0.04615 -0.1266 0.6145 0.1567
-3.250 0.3046 0.05005 0.04428 -0.1292 0.6116 0.1732
-3.000 0.3263 0.04846 0.04267 -0.1307 0.6091 0.1916
-2.750 0.3472 0.04717 0.04138 -0.1311 0.6067 0.2163
-2.500 0.3698 0.04582 0.03997 -0.1323 0.6044 0.2614
-2.000 0.4945 0.03653 0.02821 -0.1457 0.6002 0.0844
-1.750 0.5189 0.03568 0.02724 -0.1462 0.5971 0.0800
-1.500 0.5445 0.03521 0.02646 -0.1465 0.5943 0.0768
-1.250 0.5678 0.03526 0.02645 -0.1466 0.5917 0.0796
-1.000 0.5929 0.03518 0.02621 -0.1465 0.5890 0.0827
-0.750 0.6199 0.03488 0.02572 -0.1462 0.5864 0.0852
-0.500 0.6480 0.03430 0.02516 -0.1460 0.5843 0.0917
-0.250 0.6772 0.03400 0.02486 -0.1459 0.5826 0.1082
0.000 0.6876 0.03566 0.02677 -0.1454 0.5796 0.1296
0.250 0.6970 0.03614 0.02936 -0.1458 0.5758 0.6547
0.500 0.6826 0.03793 0.03152 -0.1390 0.5724 0.8379
0.750 0.6762 0.03937 0.03316 -0.1343 0.5699 1.0000
1.000 0.7022 0.04052 0.03401 -0.1349 0.5678 1.0000
1.250 0.7402 0.04052 0.03366 -0.1357 0.5660 1.0000
1.500 0.7755 0.04086 0.03371 -0.1363 0.5641 1.0000
1.750 0.6195 0.05789 0.05170 -0.1340 0.5675 1.0000
2.000 0.6439 0.05954 0.05309 -0.1345 0.5662 1.0000
2.250 0.6706 0.06121 0.05455 -0.1351 0.5651 1.0000
2.500 0.6942 0.06330 0.05646 -0.1356 0.5643 1.0000
2.750 0.5577 0.07609 0.06998 -0.1353 0.6044 1.0000
3.000 0.5944 0.07804 0.07163 -0.1364 0.6017 1.0000
3.250 0.6380 0.08064 0.07397 -0.1381 0.6001 1.0000
3.500 0.6093 0.08162 0.07497 -0.1352 0.5860 1.0000
3.750 0.6440 0.08374 0.07689 -0.1362 0.5837 1.0000
4.000 0.6842 0.08647 0.07944 -0.1376 0.5824 1.0000
4.250 0.6547 0.08749 0.08049 -0.1349 0.5681 1.0000
4.500 0.6902 0.08968 0.08253 -0.1359 0.5658 1.0000
4.750 0.7300 0.09252 0.08523 -0.1372 0.5646 1.0000
5.000 0.6931 0.09376 0.08653 -0.1346 0.5509 1.0000
5.250 0.7266 0.09595 0.08860 -0.1353 0.5484 1.0000
5.500 0.7669 0.09878 0.09132 -0.1365 0.5471 1.0000
5.750 0.7301 0.10026 0.09287 -0.1343 0.5337 1.0000
6.000 0.7599 0.10249 0.09501 -0.1349 0.5313 1.0000
6.250 0.7965 0.10528 0.09772 -0.1358 0.5298 1.0000
6.500 0.7627 0.10716 0.09967 -0.1343 0.5174 1.0000
6.750 0.7909 0.10931 0.10175 -0.1347 0.5143 1.0000
7.000 0.8244 0.11203 0.10443 -0.1354 0.5127 1.0000
7.250 0.7931 0.11447 0.10693 -0.1345 0.5021 1.0000
7.500 0.8173 0.11651 0.10894 -0.1347 0.4980 1.0000
7.750 0.8497 0.11907 0.11146 -0.1352 0.4959 1.0000
8.000 0.8865 0.12240 0.11477 -0.1360 0.4947 1.0000
8.250 0.8433 0.12405 0.11649 -0.1351 0.4824 1.0000
8.500 0.8723 0.12640 0.11883 -0.1354 0.4796 1.0000
8.750 0.9085 0.12959 0.12201 -0.1361 0.4781 1.0000
9.000 0.8705 0.13183 0.12432 -0.1359 0.4674 1.0000
9.250 0.8954 0.13404 0.12653 -0.1361 0.4638 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il)