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-Cl5-140 MOD (smoothed) (fx74modsm-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: FX 74-Cl5-140 MOD (smoothed) (fx74modsm-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 28.78 at α=1.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx74modsm-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx74modsm-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 74-Cl5-140 MOD  (smoothed)                   
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250   0.0537   0.13343   0.12720  -0.0891   0.8935   0.0515
 -10.000   0.0677   0.13213   0.12587  -0.0942   0.8834   0.0520
  -9.750   0.0811   0.13091   0.12461  -0.0993   0.8736   0.0523
  -9.500   0.1086   0.12268   0.11635  -0.1008   0.8647   0.0534
  -9.250   0.1345   0.11717   0.11075  -0.1038   0.8574   0.0554
  -9.000   0.1520   0.11383   0.10734  -0.1063   0.8463   0.0574
  -8.750   0.1685   0.11092   0.10436  -0.1091   0.8359   0.0600
  -8.500   0.1848   0.10851   0.10186  -0.1126   0.8266   0.0631
  -8.250   0.1907   0.10812   0.10144  -0.1151   0.8140   0.0650
  -8.000   0.1923   0.10850   0.10180  -0.1174   0.8018   0.0657
  -7.500   0.2292   0.09907   0.09226  -0.1184   0.7849   0.0697
  -7.250   0.2422   0.09656   0.08968  -0.1194   0.7766   0.0724
  -7.000   0.2497   0.09481   0.08792  -0.1198   0.7670   0.0750
  -6.750   0.2554   0.09354   0.08663  -0.1205   0.7581   0.0778
  -6.500   0.2557   0.09355   0.08664  -0.1216   0.7495   0.0799
  -6.250   0.2565   0.09413   0.08727  -0.1245   0.7401   0.0808
  -6.000   0.2701   0.09033   0.08345  -0.1247   0.7339   0.0821
  -5.750   0.2835   0.08657   0.07966  -0.1224   0.7274   0.0852
  -5.500   0.2928   0.08468   0.07776  -0.1225   0.7201   0.0886
  -5.250   0.3043   0.08314   0.07619  -0.1248   0.7140   0.0933
  -5.000   0.3128   0.08392   0.07702  -0.1320   0.7053   0.0967
  -4.750   0.3262   0.07987   0.07294  -0.1301   0.7009   0.0990
  -4.500   0.3295   0.07807   0.07118  -0.1271   0.6938   0.1026
  -4.250   0.3539   0.07733   0.07038  -0.1366   0.6873   0.1127
  -4.000   0.3632   0.07406   0.06711  -0.1334   0.6829   0.1168
  -3.750   0.3657   0.07303   0.06615  -0.1316   0.6755   0.1236
  -3.500   0.3896   0.07064   0.06370  -0.1365   0.6707   0.1338
  -3.250   0.4155   0.06905   0.06208  -0.1436   0.6645   0.1475
  -3.000   0.4161   0.06747   0.06056  -0.1390   0.6585   0.1522
  -2.750   0.4479   0.06485   0.05783  -0.1441   0.6544   0.1680
  -2.500   0.4655   0.06342   0.05641  -0.1466   0.6484   0.1832
  -2.250   0.4835   0.06192   0.05491  -0.1483   0.6425   0.2000
  -1.750   0.7064   0.04856   0.04012  -0.1966   0.6351   0.0787
  -1.500   0.7440   0.04674   0.03812  -0.2016   0.6286   0.0726
  -1.250   0.8266   0.04341   0.03383  -0.2144   0.6246   0.0650
  -1.000   0.8874   0.04134   0.03103  -0.2215   0.6215   0.0659
  -0.750   0.9095   0.04108   0.03069  -0.2224   0.6148   0.0676
  -0.500   0.9468   0.04029   0.02953  -0.2249   0.6102   0.0680
  -0.250   0.9885   0.03928   0.02810  -0.2275   0.6068   0.0689
   0.000   1.0121   0.03946   0.02811  -0.2275   0.6017   0.0710
   0.250   1.0318   0.03994   0.02846  -0.2268   0.5961   0.0754
   0.500   1.0633   0.03969   0.02787  -0.2273   0.5924   0.0798
   0.750   1.1009   0.03910   0.02703  -0.2288   0.5897   0.0848
   1.000   1.1022   0.04097   0.02900  -0.2260   0.5823   0.0900
   1.250   1.1301   0.04129   0.02920  -0.2265   0.5781   0.1015
   1.500   1.1703   0.04097   0.02879  -0.2288   0.5752   0.1309
   1.750   1.1876   0.04127   0.03077  -0.2285   0.5699   0.6670
   2.000   1.1764   0.04267   0.03245  -0.2225   0.5638   1.0000
   2.250   1.2050   0.04319   0.03251  -0.2227   0.5606   1.0000
   2.500   1.2401   0.04330   0.03222  -0.2236   0.5583   1.0000
   2.750   1.2013   0.04823   0.03744  -0.2169   0.5480   1.0000
   3.000   1.2283   0.04878   0.03771  -0.2169   0.5449   1.0000
   3.250   1.2636   0.04880   0.03744  -0.2178   0.5429   1.0000
   3.750   1.1891   0.06038   0.04941  -0.2079   0.5233   1.0000
   4.250   1.1424   0.07255   0.06180  -0.2044   0.5042   1.0000
   4.500   1.1534   0.07468   0.06381  -0.2036   0.4996   1.0000
   4.750   1.1780   0.07519   0.06414  -0.2031   0.4973   1.0000
   5.000   1.2058   0.07531   0.06410  -0.2027   0.4957   1.0000
   5.250   1.1590   0.08444   0.07345  -0.2010   0.4831   1.0000
   5.500   1.1838   0.08494   0.07381  -0.2005   0.4811   1.0000
   6.000   1.1657   0.09412   0.08305  -0.1987   0.4675   1.0000
   6.250   1.1892   0.09476   0.08358  -0.1981   0.4655   1.0000
   6.500   1.1555   0.10231   0.09128  -0.1973   0.4552   1.0000
   6.750   1.1728   0.10373   0.09263  -0.1967   0.4523   1.0000
   7.000   1.1949   0.10458   0.09340  -0.1962   0.4503   1.0000
   7.500   1.1798   0.11344   0.10238  -0.1952   0.4376   1.0000
   7.750   1.2011   0.11436   0.10324  -0.1947   0.4355   1.0000
   8.250   1.1873   0.12318   0.11218  -0.1943   0.4235   1.0000
   8.500   1.2068   0.12425   0.11321  -0.1937   0.4210   1.0000
<< Back to FX 74-Cl5-140 MOD (smoothed) (fx74modsm-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 74-Cl5-140 MOD (smoothed) (fx74modsm-il)