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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 48.34 at α=5.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx74cl6140-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-fx74cl6140-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250   0.0031   0.11042   0.10497  -0.0773   0.6054   0.0292
 -10.000   0.0073   0.10830   0.10283  -0.0794   0.6029   0.0296
  -9.750   0.0034   0.10688   0.10143  -0.0828   0.6010   0.0298
  -9.500   0.0255   0.10248   0.09698  -0.0813   0.5975   0.0304
  -9.250   0.0357   0.09985   0.09438  -0.0819   0.5944   0.0311
  -9.000   0.0445   0.09738   0.09191  -0.0829   0.5917   0.0319
  -8.750   0.0525   0.09492   0.08945  -0.0840   0.5890   0.0327
  -8.500   0.0596   0.09251   0.08703  -0.0854   0.5866   0.0336
  -8.250   0.0619   0.09038   0.08491  -0.0878   0.5847   0.0344
  -8.000   0.0579   0.08845   0.08301  -0.0914   0.5831   0.0347
  -7.750   0.0753   0.08504   0.07958  -0.0902   0.5807   0.0351
  -7.500   0.0878   0.08247   0.07705  -0.0901   0.5784   0.0359
  -7.250   0.0967   0.08018   0.07479  -0.0908   0.5762   0.0367
  -7.000   0.1040   0.07785   0.07249  -0.0918   0.5741   0.0378
  -6.750   0.1082   0.07547   0.07015  -0.0932   0.5722   0.0392
  -6.500   0.1031   0.07351   0.06825  -0.0966   0.5707   0.0401
  -6.250   0.1094   0.06985   0.06462  -0.1049   0.5690   0.0404
  -6.000   0.1227   0.06790   0.06263  -0.0992   0.5668   0.0412
  -5.750   0.1354   0.06570   0.06039  -0.1002   0.5648   0.0422
  -5.500   0.1480   0.06305   0.05777  -0.1031   0.5629   0.0438
  -5.000   0.1844   0.05479   0.04944  -0.1178   0.5593   0.0477
  -4.750   0.2006   0.05285   0.04753  -0.1178   0.5572   0.0491
  -4.250   0.2514   0.04585   0.04022  -0.1274   0.5535   0.0559
  -4.000   0.2737   0.04407   0.03840  -0.1285   0.5516   0.0600
  -3.750   0.3031   0.04096   0.03504  -0.1323   0.5497   0.0660
  -3.500   0.3376   0.03851   0.03213  -0.1363   0.5478   0.0752
  -3.250   0.3600   0.03666   0.03036  -0.1367   0.5459   0.0780
  -3.000   0.3927   0.03467   0.02806  -0.1393   0.5439   0.0884
  -2.750   0.4257   0.03557   0.02860  -0.1401   0.5417   0.1005
  -2.500   0.4490   0.03142   0.02465  -0.1417   0.5399   0.1051
  -2.250   0.4972   0.02581   0.01791  -0.1437   0.5381   0.0520
  -2.000   0.5298   0.02396   0.01559  -0.1443   0.5361   0.0485
  -1.750   0.5608   0.02301   0.01425  -0.1443   0.5341   0.0464
  -1.500   0.5902   0.02208   0.01316  -0.1444   0.5322   0.0461
  -1.250   0.6195   0.02155   0.01244  -0.1445   0.5305   0.0466
  -1.000   0.6478   0.02109   0.01200  -0.1446   0.5288   0.0483
  -0.750   0.6753   0.02086   0.01186  -0.1447   0.5270   0.0526
  -0.500   0.7035   0.02063   0.01174  -0.1450   0.5250   0.0597
  -0.250   0.7328   0.02043   0.01158  -0.1454   0.5227   0.0742
   0.000   0.7621   0.01895   0.01199  -0.1466   0.5204   0.6870
   0.250   0.7815   0.01920   0.01236  -0.1440   0.5184   0.7841
   0.500   0.7997   0.01933   0.01252  -0.1414   0.5167   0.8334
   0.750   0.8157   0.01934   0.01257  -0.1384   0.5152   0.8744
   1.000   0.8323   0.01936   0.01257  -0.1357   0.5138   0.9108
   1.250   0.8579   0.01951   0.01267  -0.1350   0.5122   1.0000
   1.500   0.8870   0.02000   0.01315  -0.1359   0.5098   1.0000
   1.750   0.9158   0.02049   0.01364  -0.1368   0.5072   1.0000
   2.000   0.9449   0.02099   0.01411  -0.1376   0.5049   1.0000
   2.250   0.9743   0.02144   0.01451  -0.1384   0.5027   1.0000
   2.500   1.0042   0.02180   0.01479  -0.1392   0.5006   1.0000
   2.750   1.0344   0.02211   0.01501  -0.1400   0.4986   1.0000
   3.000   1.0646   0.02243   0.01524  -0.1407   0.4969   1.0000
   3.250   1.0943   0.02291   0.01562  -0.1414   0.4954   1.0000
   3.500   1.1197   0.02368   0.01641  -0.1416   0.4933   1.0000
   3.750   1.1420   0.02448   0.01734  -0.1415   0.4901   1.0000
   4.000   1.1667   0.02511   0.01800  -0.1416   0.4871   1.0000
   4.250   1.1932   0.02558   0.01848  -0.1418   0.4848   1.0000
   4.500   1.2207   0.02598   0.01885  -0.1421   0.4829   1.0000
   4.750   1.2487   0.02632   0.01914  -0.1424   0.4812   1.0000
   5.000   1.2775   0.02661   0.01939  -0.1428   0.4796   1.0000
   5.250   1.3066   0.02703   0.01973  -0.1432   0.4781   1.0000
   5.500   1.3196   0.02845   0.02139  -0.1420   0.4741   1.0000
   5.750   1.3368   0.02961   0.02268  -0.1413   0.4707   1.0000
   6.000   1.3601   0.03022   0.02334  -0.1411   0.4681   1.0000
   6.250   1.3874   0.03047   0.02358  -0.1412   0.4661   1.0000
   6.500   1.4162   0.03059   0.02368  -0.1415   0.4644   1.0000
   6.750   1.4448   0.03079   0.02385  -0.1418   0.4630   1.0000
   7.000   1.4739   0.03114   0.02418  -0.1422   0.4616   1.0000
   7.250   1.4634   0.03424   0.02767  -0.1387   0.4553   1.0000
   7.500   1.4804   0.03516   0.02866  -0.1378   0.4521   1.0000
   7.750   1.5069   0.03534   0.02887  -0.1378   0.4501   1.0000
   8.000   1.5361   0.03539   0.02894  -0.1381   0.4486   1.0000
   8.250   1.5656   0.03543   0.02898  -0.1384   0.4472   1.0000
   8.500   1.5976   0.03535   0.02890  -0.1390   0.4460   1.0000
   8.750   1.5344   0.04167   0.03565  -0.1307   0.4360   1.0000
   9.000   1.5614   0.04173   0.03576  -0.1306   0.4343   1.0000
   9.250   1.5974   0.04117   0.03522  -0.1314   0.4331   1.0000
   9.500   1.6337   0.04056   0.03464  -0.1322   0.4319   1.0000
   9.750   1.6716   0.03994   0.03404  -0.1332   0.4309   1.0000
  10.000   1.7105   0.03940   0.03350  -0.1345   0.4298   1.0000
  10.250   1.5381   0.05212   0.04655  -0.1184   0.4156   1.0000
  10.500   1.5897   0.04980   0.04428  -0.1191   0.4156   1.0000
  10.750   1.6467   0.04742   0.04196  -0.1207   0.4155   1.0000
  11.000   1.7108   0.04494   0.03952  -0.1234   0.4152   1.0000
  11.250   1.7793   0.04267   0.03730  -0.1275   0.4146   1.0000
  12.250   1.8725   0.03948   0.03438  -0.1236   0.3990   1.0000
  12.500   1.2895   0.11308   0.10803  -0.1223   0.3313   1.0000
  12.750   1.2879   0.11694   0.11196  -0.1230   0.3250   1.0000
  13.000   1.3322   0.11326   0.10836  -0.1213   0.3273   1.0000
  13.250   1.3710   0.11039   0.10557  -0.1200   0.3283   1.0000
  14.000   1.7984   0.05538   0.05096  -0.1096   0.3577   1.0000
  14.250   1.6783   0.07362   0.06927  -0.1107   0.3433   1.0000
  14.500   1.7677   0.06414   0.05989  -0.1093   0.3433   1.0000
  14.750   1.6582   0.08198   0.07777  -0.1113   0.3276   1.0000
  15.000   1.7513   0.07155   0.06746  -0.1094   0.3282   1.0000
  15.250   1.6503   0.08904   0.08500  -0.1120   0.3125   1.0000
  15.500   1.5733   0.10442   0.10043  -0.1154   0.2955   1.0000
  15.750   1.6442   0.09613   0.09227  -0.1131   0.2964   1.0000
  16.000   1.6720   0.09491   0.09114  -0.1126   0.2902   1.0000
  16.250   1.6974   0.09407   0.09036  -0.1121   0.2830   1.0000
  16.500   1.7205   0.09358   0.08991  -0.1117   0.2734   1.0000
  16.750   1.6977   0.10039   0.09681  -0.1132   0.2620   1.0000
  17.000   1.6942   0.10421   0.10067  -0.1140   0.2500   1.0000
  17.250   1.6929   0.10766   0.10414  -0.1147   0.2367   1.0000
  17.500   1.6891   0.11153   0.10799  -0.1155   0.2216   1.0000
  17.750   1.6858   0.11526   0.11162  -0.1164   0.2038   1.0000
  18.000   1.6717   0.12097   0.11728  -0.1181   0.1854   1.0000
  18.250   1.6570   0.12673   0.12289  -0.1198   0.1651   1.0000
  18.500   1.6394   0.13309   0.12912  -0.1220   0.1443   1.0000
  18.750   1.6203   0.13979   0.13562  -0.1245   0.1246   1.0000
<< Back to FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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