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