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

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
<< Back to FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il)