FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 40.67 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx74cl6140-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx74cl6140-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.0162 0.11451 0.10777 -0.0719 0.6020 0.0394
-10.000 -0.0113 0.11235 0.10559 -0.0739 0.5990 0.0400
-9.750 -0.0081 0.11032 0.10358 -0.0761 0.5958 0.0402
-9.500 0.0003 0.10734 0.10062 -0.0773 0.5924 0.0405
-9.250 0.0150 0.10387 0.09712 -0.0772 0.5886 0.0413
-9.000 0.0252 0.10122 0.09444 -0.0779 0.5857 0.0423
-8.750 0.0338 0.09874 0.09192 -0.0790 0.5832 0.0433
-8.500 0.0417 0.09630 0.08949 -0.0803 0.5807 0.0444
-8.250 0.0477 0.09395 0.08717 -0.0819 0.5782 0.0456
-8.000 0.0477 0.09203 0.08531 -0.0847 0.5759 0.0465
-7.750 0.0492 0.08991 0.08323 -0.0871 0.5736 0.0468
-7.500 0.0623 0.08657 0.07989 -0.0869 0.5711 0.0473
-7.250 0.0756 0.08383 0.07712 -0.0866 0.5687 0.0483
-7.000 0.0845 0.08144 0.07472 -0.0872 0.5665 0.0495
-6.750 0.0897 0.07928 0.07255 -0.0883 0.5646 0.0524
-6.500 0.0859 0.07756 0.07092 -0.0915 0.5627 0.0539
-6.250 0.0912 0.07463 0.06805 -0.0992 0.5605 0.0544
-6.000 0.1064 0.07219 0.06563 -0.0928 0.5576 0.0568
-5.750 0.1174 0.06982 0.06327 -0.0946 0.5553 0.0591
-5.500 0.1326 0.06589 0.05923 -0.1089 0.5535 0.0633
-5.250 0.1457 0.06256 0.05591 -0.1092 0.5515 0.0642
-5.000 0.1605 0.06007 0.05340 -0.1090 0.5497 0.0654
-4.750 0.1784 0.05737 0.05063 -0.1111 0.5480 0.0669
-4.250 0.2363 0.04526 0.03788 -0.1245 0.5447 0.0341
-4.000 0.2621 0.04233 0.03479 -0.1271 0.5423 0.0328
-3.750 0.2933 0.03849 0.03059 -0.1306 0.5399 0.0312
-3.500 0.3263 0.03498 0.02660 -0.1336 0.5376 0.0307
-3.250 0.3563 0.03317 0.02447 -0.1352 0.5353 0.0324
-3.000 0.3888 0.03095 0.02175 -0.1369 0.5333 0.0333
-2.750 0.4210 0.02906 0.01936 -0.1382 0.5316 0.0333
-2.500 0.4525 0.02756 0.01739 -0.1389 0.5300 0.0337
-2.250 0.4824 0.02642 0.01590 -0.1393 0.5283 0.0343
-2.000 0.5105 0.02558 0.01493 -0.1395 0.5259 0.0352
-1.750 0.5379 0.02510 0.01443 -0.1396 0.5234 0.0377
-1.500 0.5657 0.02459 0.01379 -0.1396 0.5210 0.0407
-1.250 0.5932 0.02416 0.01335 -0.1396 0.5188 0.0433
-1.000 0.6212 0.02380 0.01290 -0.1396 0.5169 0.0466
-0.750 0.6493 0.02357 0.01265 -0.1398 0.5152 0.0533
-0.500 0.6779 0.02337 0.01242 -0.1400 0.5137 0.0657
-0.250 0.7073 0.02311 0.01225 -0.1404 0.5122 0.1056
0.000 0.7335 0.02195 0.01284 -0.1411 0.5099 0.5931
0.250 0.7508 0.02226 0.01335 -0.1384 0.5074 0.7637
0.500 0.7649 0.02237 0.01355 -0.1350 0.5052 0.8288
0.750 0.7793 0.02238 0.01362 -0.1319 0.5032 0.8774
1.000 0.8014 0.02231 0.01357 -0.1304 0.5013 1.0000
1.250 0.8316 0.02268 0.01375 -0.1313 0.4993 1.0000
1.500 0.8620 0.02302 0.01390 -0.1321 0.4975 1.0000
1.750 0.8924 0.02335 0.01404 -0.1329 0.4959 1.0000
2.000 0.9224 0.02375 0.01427 -0.1336 0.4943 1.0000
2.250 0.9468 0.02448 0.01504 -0.1338 0.4916 1.0000
2.500 0.9719 0.02517 0.01573 -0.1341 0.4889 1.0000
2.750 0.9978 0.02575 0.01628 -0.1343 0.4863 1.0000
3.000 1.0246 0.02625 0.01671 -0.1346 0.4840 1.0000
3.250 1.0520 0.02668 0.01707 -0.1350 0.4820 1.0000
3.500 1.0798 0.02710 0.01742 -0.1353 0.4804 1.0000
3.750 1.1080 0.02750 0.01773 -0.1356 0.4789 1.0000
4.000 1.1359 0.02793 0.01807 -0.1360 0.4774 1.0000
4.250 1.1509 0.02923 0.01958 -0.1351 0.4734 1.0000
4.500 1.1707 0.03019 0.02061 -0.1347 0.4703 1.0000
4.750 1.1929 0.03096 0.02140 -0.1345 0.4679 1.0000
5.000 1.2171 0.03153 0.02196 -0.1344 0.4658 1.0000
5.250 1.2432 0.03194 0.02237 -0.1344 0.4640 1.0000
5.500 1.2709 0.03225 0.02263 -0.1346 0.4625 1.0000
5.750 1.2994 0.03254 0.02287 -0.1349 0.4612 1.0000
6.000 1.2916 0.03544 0.02611 -0.1320 0.4553 1.0000
6.250 1.3041 0.03676 0.02753 -0.1309 0.4519 1.0000
6.500 1.3247 0.03745 0.02826 -0.1304 0.4495 1.0000
6.750 1.3494 0.03784 0.02866 -0.1302 0.4478 1.0000
7.000 1.3761 0.03814 0.02896 -0.1302 0.4464 1.0000
7.250 1.4046 0.03835 0.02919 -0.1304 0.4452 1.0000
7.750 1.3369 0.04663 0.03786 -0.1207 0.4316 1.0000
8.000 1.3644 0.04670 0.03798 -0.1206 0.4305 1.0000
8.250 1.3909 0.04690 0.03820 -0.1205 0.4294 1.0000
9.250 1.1554 0.08521 0.07695 -0.1186 0.3768 1.0000
9.500 1.1728 0.08623 0.07801 -0.1183 0.3742 1.0000
9.750 1.1937 0.08680 0.07864 -0.1179 0.3726 1.0000
10.000 1.2156 0.08722 0.07911 -0.1174 0.3714 1.0000
10.500 1.2069 0.09514 0.08717 -0.1181 0.3584 1.0000
10.750 1.2291 0.09545 0.08756 -0.1177 0.3572 1.0000
11.250 1.2230 0.10318 0.09544 -0.1186 0.3444 1.0000
11.500 1.2452 0.10341 0.09574 -0.1181 0.3431 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il)