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=5


Details Polar file
Airfoil: FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 18.91 at α=0.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx74cl6140-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx74cl6140-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.0279   0.11956   0.11193  -0.0700   0.6906   0.0843
  -9.750  -0.0295   0.11917   0.11155  -0.0730   0.6850   0.0858
  -9.500  -0.0323   0.11875   0.11119  -0.0760   0.6796   0.0863
  -9.250  -0.0022   0.11140   0.10372  -0.0742   0.6734   0.0891
  -9.000   0.0101   0.10845   0.10074  -0.0750   0.6685   0.0919
  -8.500   0.0228   0.10446   0.09680  -0.0783   0.6593   0.0982
  -8.250   0.0180   0.10420   0.09659  -0.0816   0.6558   0.1000
  -8.000   0.0186   0.10246   0.09491  -0.0839   0.6523   0.1008
  -7.750   0.0467   0.09665   0.08905  -0.0821   0.6473   0.1037
  -7.500   0.0586   0.09391   0.08632  -0.0826   0.6431   0.1068
  -7.250   0.0661   0.09174   0.08416  -0.0837   0.6395   0.1106
  -7.000   0.0613   0.09100   0.08348  -0.0861   0.6367   0.1149
  -6.750   0.0517   0.09103   0.08361  -0.0919   0.6338   0.1163
  -6.500   0.0726   0.08608   0.07871  -0.0883   0.6299   0.1184
  -6.250   0.0872   0.08318   0.07581  -0.0879   0.6265   0.1214
  -6.000   0.0966   0.08093   0.07358  -0.0890   0.6235   0.1253
  -5.750   0.0955   0.08025   0.07290  -0.1006   0.6209   0.1330
  -5.500   0.1107   0.07635   0.06901  -0.0967   0.6183   0.1355
  -4.500   0.1881   0.05972   0.05179  -0.1191   0.6061   0.0634
  -4.250   0.2062   0.05731   0.04937  -0.1195   0.6033   0.0618
  -4.000   0.2300   0.05429   0.04614  -0.1223   0.6011   0.0591
  -3.750   0.2648   0.04996   0.04117  -0.1285   0.5986   0.0544
  -3.500   0.2886   0.04785   0.03893  -0.1302   0.5953   0.0537
  -3.250   0.3160   0.04567   0.03647  -0.1324   0.5920   0.0531
  -3.000   0.3464   0.04354   0.03393  -0.1345   0.5889   0.0531
  -2.750   0.3797   0.04149   0.03127  -0.1366   0.5861   0.0545
  -2.500   0.4079   0.04023   0.02983  -0.1375   0.5837   0.0569
  -2.250   0.4378   0.03898   0.02820  -0.1384   0.5814   0.0582
  -2.000   0.4622   0.03834   0.02733  -0.1387   0.5781   0.0594
  -1.750   0.4871   0.03778   0.02649  -0.1386   0.5749   0.0613
  -1.500   0.5113   0.03733   0.02584  -0.1382   0.5718   0.0650
  -1.250   0.5355   0.03699   0.02537  -0.1376   0.5691   0.0702
  -1.000   0.5609   0.03658   0.02474  -0.1369   0.5667   0.0757
  -0.750   0.5882   0.03631   0.02426  -0.1366   0.5648   0.0858
  -0.500   0.6061   0.03690   0.02495  -0.1362   0.5613   0.0982
  -0.250   0.6254   0.03746   0.02561  -0.1362   0.5576   0.1186
   0.000   0.6519   0.03741   0.02587  -0.1372   0.5543   0.1843
   0.250   0.6597   0.03632   0.02675  -0.1333   0.5518   0.7692
   0.500   0.6621   0.03600   0.02661  -0.1271   0.5496   1.0000
   0.750   0.6921   0.03660   0.02675  -0.1277   0.5476   1.0000
   1.000   0.7034   0.03865   0.02866  -0.1276   0.5434   1.0000
   1.250   0.7127   0.04078   0.03070  -0.1274   0.5384   1.0000
   1.500   0.7327   0.04208   0.03178  -0.1275   0.5350   1.0000
   1.750   0.7576   0.04301   0.03246  -0.1278   0.5324   1.0000
   2.000   0.7856   0.04372   0.03292  -0.1282   0.5305   1.0000
   2.500   0.7753   0.05030   0.03953  -0.1265   0.5186   1.0000
   2.750   0.7945   0.05167   0.04075  -0.1264   0.5157   1.0000
   3.000   0.8198   0.05256   0.04146  -0.1265   0.5135   1.0000
   3.250   0.8411   0.05379   0.04254  -0.1265   0.5111   1.0000
   3.750   0.8084   0.06227   0.05110  -0.1247   0.4974   1.0000
   4.000   0.8356   0.06302   0.05171  -0.1247   0.4955   1.0000
   4.500   0.8150   0.07082   0.05953  -0.1240   0.4828   1.0000
   4.750   0.8357   0.07217   0.06079  -0.1239   0.4802   1.0000
   5.000   0.8621   0.07303   0.06154  -0.1238   0.4783   1.0000
   5.250   0.8360   0.07828   0.06687  -0.1235   0.4699   1.0000
   5.500   0.8479   0.08041   0.06896  -0.1234   0.4662   1.0000
   5.750   0.8682   0.08182   0.07032  -0.1234   0.4636   1.0000
   6.000   0.8940   0.08278   0.07120  -0.1233   0.4616   1.0000
   6.250   0.8707   0.08789   0.07639  -0.1233   0.4534   1.0000
   6.500   0.8831   0.09003   0.07851  -0.1232   0.4498   1.0000
   6.750   0.9035   0.09147   0.07992  -0.1232   0.4472   1.0000
   7.000   0.9291   0.09247   0.08089  -0.1230   0.4452   1.0000
   7.250   0.9059   0.09768   0.08620  -0.1233   0.4369   1.0000
   7.500   0.9198   0.09973   0.08825  -0.1233   0.4335   1.0000
   7.750   0.9412   0.10111   0.08961  -0.1232   0.4310   1.0000
   8.000   0.9365   0.10480   0.09335  -0.1235   0.4251   1.0000
   8.250   0.9418   0.10760   0.09620  -0.1237   0.4202   1.0000
   8.500   0.9585   0.10943   0.09804  -0.1237   0.4172   1.0000
   8.750   0.9819   0.11063   0.09927  -0.1235   0.4149   1.0000
   9.000   0.9671   0.11526   0.10399  -0.1242   0.4074   1.0000
   9.250   0.9800   0.11741   0.10618  -0.1243   0.4035   1.0000
<< Back to FX 74-CL6-140 (fx74cl6140-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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