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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.8 at α=6.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx74cl6140-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx74cl6140-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.000  -0.2124   0.16879   0.16219  -0.0335   1.0000   0.0845
 -13.750  -0.2110   0.16858   0.16208  -0.0355   1.0000   0.0856
 -13.500  -0.2144   0.16969   0.16331  -0.0377   1.0000   0.0862
 -13.250  -0.1973   0.16273   0.15647  -0.0382   1.0000   0.0873
 -13.000  -0.1807   0.15703   0.15086  -0.0384   1.0000   0.0896
 -12.750  -0.1709   0.15390   0.14787  -0.0394   1.0000   0.0921
 -12.500  -0.1631   0.15141   0.14554  -0.0408   1.0000   0.0945
 -12.250  -0.1579   0.14958   0.14391  -0.0424   1.0000   0.0970
 -12.000  -0.1604   0.14955   0.14418  -0.0439   1.0000   0.0989
 -11.750  -0.1595   0.15055   0.14540  -0.0499   0.9707   0.1000
 -11.500  -0.1232   0.14268   0.13749  -0.0574   0.9512   0.1021
 -11.250  -0.0813   0.13502   0.12970  -0.0641   0.9338   0.1073
 -11.000  -0.0541   0.13102   0.12558  -0.0718   0.9172   0.1131
 -10.750  -0.0452   0.13133   0.12579  -0.0802   0.9015   0.1159
 -10.500  -0.0082   0.12269   0.11700  -0.0831   0.8852   0.1201
 -10.250   0.0119   0.11907   0.11324  -0.0859   0.8700   0.1260
 -10.000   0.0190   0.11790   0.11201  -0.0891   0.8572   0.1309
  -9.750   0.0131   0.11951   0.11360  -0.0932   0.8469   0.1329
  -9.500   0.0427   0.11193   0.10594  -0.0926   0.8364   0.1372
  -9.250   0.0568   0.10910   0.10306  -0.0936   0.8274   0.1429
  -9.000   0.0586   0.10844   0.10241  -0.0957   0.8191   0.1484
  -8.750   0.0469   0.11038   0.10440  -0.0990   0.8124   0.1505
  -8.500   0.0795   0.10298   0.09695  -0.0975   0.8046   0.1560
  -8.250   0.0892   0.10097   0.09492  -0.0984   0.7987   0.1632
  -8.000   0.0775   0.10240   0.09644  -0.1010   0.7935   0.1678
  -7.750   0.0989   0.09753   0.09158  -0.1005   0.7877   0.1727
  -7.500   0.1096   0.09547   0.08953  -0.1010   0.7825   0.1813
  -7.250   0.0926   0.09732   0.09147  -0.1033   0.7782   0.1861
  -7.000   0.1221   0.09191   0.08606  -0.1022   0.7730   0.1942
  -6.750   0.1135   0.09228   0.08651  -0.1026   0.7681   0.2026
  -6.500   0.1228   0.08972   0.08398  -0.1024   0.7641   0.2089
  -6.250   0.1242   0.08897   0.08324  -0.1020   0.7608   0.2196
  -6.000   0.0930   0.09237   0.08683  -0.1046   0.7573   0.2227
  -5.750   0.1189   0.08781   0.08229  -0.0996   0.7533   0.2353
  -5.500   0.0879   0.09084   0.08546  -0.1015   0.7497   0.2405
  -5.250   0.1038   0.08773   0.08236  -0.0978   0.7463   0.2562
  -5.000  -0.4502   0.13467   0.13100  -0.0027   1.0000   0.1403
  -4.750  -0.4555   0.13285   0.12920  -0.0025   1.0000   0.1438
  -4.500  -0.4636   0.13137   0.12774  -0.0048   1.0000   0.1480
  -4.250  -0.4653   0.13006   0.12642  -0.0173   1.0000   0.1509
  -4.000  -0.4664   0.12588   0.12231  -0.0078   1.0000   0.1536
  -3.750  -0.4644   0.12333   0.11977  -0.0055   1.0000   0.1581
  -3.500  -0.4371   0.12071   0.11704  -0.0239   0.9950   0.1690
  -3.250  -0.4347   0.11734   0.11374  -0.0168   0.9912   0.1726
  -3.000  -0.4001   0.11454   0.11081  -0.0316   0.9843   0.1873
  -2.750  -0.3949   0.11164   0.10797  -0.0259   0.9771   0.1922
  -2.500  -0.3688   0.10843   0.10470  -0.0340   0.9687   0.2076
  -2.250  -0.3412   0.10597   0.10216  -0.0404   0.9618   0.2250
  -2.000  -0.3199   0.10331   0.09947  -0.0437   0.9521   0.2432
  -1.750  -0.3037   0.10099   0.09715  -0.0450   0.9445   0.2622
  -1.500  -0.2830   0.09918   0.09533  -0.0458   0.9359   0.2872
  -1.250  -0.2685   0.09706   0.09320  -0.0467   0.9258   0.3181
  -1.000  -0.2496   0.09615   0.09232  -0.0462   0.9188   0.3705
  -0.750  -0.2523   0.09440   0.09064  -0.0402   0.9075   0.4084
  -0.250  -0.2579   0.09252   0.08891  -0.0249   0.8906   0.5158
   0.000  -0.2585   0.09211   0.08858  -0.0155   0.8847   0.5719
   0.250  -0.2684   0.09031   0.08684  -0.0070   0.8733   0.6140
   0.500  -0.2679   0.08947   0.08605   0.0019   0.8673   0.6755
   0.750  -0.0594   0.08537   0.08121  -0.0643   0.8534   0.5480
   1.000  -0.1176   0.08605   0.08224  -0.0366   0.8491   0.6409
   1.250   0.2610   0.08279   0.07399  -0.1332   0.8351   0.1350
   1.500   0.2857   0.08337   0.07429  -0.1339   0.8260   0.1356
   1.750   0.3189   0.08430   0.07506  -0.1356   0.8167   0.1419
   2.000   0.3367   0.08507   0.07560  -0.1351   0.8070   0.1470
   2.250   0.3696   0.08634   0.07670  -0.1363   0.7989   0.1595
   2.500   0.3853   0.08716   0.07743  -0.1356   0.7886   0.1740
   2.750   0.4230   0.08868   0.07905  -0.1379   0.7809   0.2255
   3.000   0.4304   0.08675   0.07941  -0.1341   0.7731   1.0000
   3.250   0.4583   0.08904   0.08088  -0.1347   0.7635   1.0000
   3.500   0.4695   0.09070   0.08226  -0.1341   0.7536   1.0000
   3.750   0.4997   0.09341   0.08462  -0.1356   0.7450   1.0000
   4.000   0.5069   0.09483   0.08586  -0.1346   0.7341   1.0000
   4.250   0.5383   0.09783   0.08857  -0.1363   0.7268   1.0000
   4.500   0.5422   0.09915   0.08979  -0.1351   0.7166   1.0000
   4.750   0.5711   0.10203   0.09244  -0.1365   0.7093   1.0000
   5.000   0.5761   0.10358   0.09391  -0.1356   0.6994   1.0000
   5.250   0.6036   0.10639   0.09654  -0.1367   0.6917   1.0000
   5.500   0.6098   0.10826   0.09833  -0.1361   0.6837   1.0000
   5.750   0.6306   0.11061   0.10056  -0.1366   0.6751   1.0000
   6.000   0.6683   0.11525   0.10504  -0.1390   0.6714   1.0000
   6.250   0.6575   0.11502   0.10482  -0.1367   0.6586   1.0000
   6.500   0.6914   0.11911   0.10877  -0.1385   0.6542   1.0000
   6.750   0.6828   0.11961   0.10929  -0.1368   0.6437   1.0000
   7.000   0.7101   0.12289   0.11248  -0.1380   0.6378   1.0000
   7.250   0.7118   0.12468   0.11426  -0.1373   0.6301   1.0000
   7.500   0.7301   0.12711   0.11665  -0.1378   0.6219   1.0000
   7.750   0.7633   0.13168   0.12116  -0.1395   0.6183   1.0000
   8.000   0.7502   0.13174   0.12126  -0.1379   0.6079   1.0000
   8.250   0.7764   0.13517   0.12465  -0.1389   0.6021   1.0000
   8.500   0.7795   0.13733   0.12682  -0.1387   0.5961   1.0000
   8.750   0.7911   0.13937   0.12886  -0.1389   0.5875   1.0000
   9.000   0.8209   0.14367   0.13316  -0.1402   0.5832   1.0000
   9.250   0.8119   0.14441   0.13394  -0.1395   0.5749   1.0000
   9.500   0.8312   0.14731   0.13684  -0.1401   0.5681   1.0000
   9.750   0.8635   0.15258   0.14213  -0.1416   0.5648   1.0000
  10.000   0.8468   0.15204   0.14163  -0.1408   0.5554   1.0000
  10.250   0.8692   0.15545   0.14507  -0.1415   0.5494   1.0000
  10.500   0.8970   0.16090   0.15056  -0.1429   0.5465   1.0000
  10.750   0.8812   0.15987   0.14960  -0.1423   0.5366   1.0000
  11.000   0.9048   0.16371   0.15349  -0.1432   0.5313   1.0000
<< Back to FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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