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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il)