Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

FX 76-MP-140 (fx76mp140-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 76-MP-140 (fx76mp140-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 37.76 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx76mp140-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-fx76mp140-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 76-MP-140                                    
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.250  -0.3619   0.12593   0.12213  -0.0300   0.9693   0.0973
  -6.000  -0.3848   0.12507   0.12133  -0.0303   0.9609   0.0991
  -5.750  -0.3962   0.12202   0.11825  -0.0478   0.9503   0.1005
  -5.500  -0.3834   0.11791   0.11419  -0.0378   0.9462   0.1019
  -5.250  -0.3597   0.11540   0.11165  -0.0367   0.9423   0.1048
  -5.000  -0.3629   0.11296   0.10923  -0.0353   0.9333   0.1075
  -4.500  -0.3408   0.10407   0.10026  -0.0527   0.9168   0.1172
  -4.250  -0.3227   0.10217   0.09835  -0.0505   0.9121   0.1203
  -4.000  -0.2877   0.09634   0.09217  -0.0715   0.9024   0.1320
  -3.750  -0.2775   0.09321   0.08917  -0.0676   0.8968   0.1336
  -3.500  -0.2529   0.09206   0.08803  -0.0669   0.8936   0.1377
  -3.250  -0.2284   0.08684   0.08255  -0.0778   0.8823   0.1502
  -3.000  -0.2092   0.08515   0.08093  -0.0760   0.8781   0.1537
  -2.750  -0.1768   0.08161   0.07708  -0.0852   0.8692   0.1680
  -2.500  -0.1559   0.07941   0.07496  -0.0844   0.8626   0.1717
  -2.250   0.0268   0.06355   0.05737  -0.1196   0.8235   0.1334
  -2.000   0.0576   0.05876   0.05181  -0.1225   0.8142   0.1140
  -1.750   0.1123   0.05589   0.04823  -0.1271   0.8013   0.1149
  -1.500   0.1468   0.05420   0.04629  -0.1291   0.7949   0.1184
  -1.250   0.1894   0.05343   0.04532  -0.1314   0.7875   0.1245
  -1.000   0.2046   0.05318   0.04480  -0.1303   0.7796   0.1286
  -0.750   0.2546   0.05209   0.04340  -0.1333   0.7747   0.1361
  -0.500   0.2619   0.05236   0.04363  -0.1311   0.7652   0.1405
  -0.250   0.2975   0.05208   0.04307  -0.1321   0.7598   0.1496
   0.000   0.3485   0.05152   0.04245  -0.1350   0.7565   0.1641
   0.250   0.3432   0.05209   0.04303  -0.1313   0.7454   0.1687
   0.500   0.3852   0.05170   0.04265  -0.1330   0.7414   0.1869
   0.750   0.3921   0.05229   0.04331  -0.1308   0.7318   0.1996
   1.000   0.4246   0.05211   0.04327  -0.1315   0.7268   0.2288
   1.250   0.4708   0.05150   0.04300  -0.1336   0.7240   0.3021
   1.500   0.4726   0.05225   0.04421  -0.1316   0.7131   0.3949
   1.750   0.5095   0.05081   0.04403  -0.1313   0.7095   1.0000
   2.000   0.5183   0.05195   0.04502  -0.1297   0.6994   1.0000
   2.250   0.5540   0.05224   0.04507  -0.1307   0.6947   1.0000
   2.500   0.6005   0.05213   0.04474  -0.1327   0.6921   1.0000
   2.750   0.5972   0.05378   0.04634  -0.1301   0.6802   1.0000
   3.000   0.6406   0.05364   0.04603  -0.1317   0.6772   1.0000
   3.250   0.6412   0.05529   0.04765  -0.1296   0.6658   1.0000
   3.500   0.6801   0.05525   0.04748  -0.1307   0.6624   1.0000
   3.750   0.6845   0.05688   0.04908  -0.1290   0.6518   1.0000
   4.000   0.7209   0.05682   0.04892  -0.1298   0.6476   1.0000
   4.250   0.7633   0.05646   0.04846  -0.1311   0.6453   1.0000
   4.500   0.7596   0.05857   0.05058  -0.1288   0.6328   1.0000
   4.750   0.8014   0.05806   0.04999  -0.1299   0.6302   1.0000
   5.000   0.8000   0.06017   0.05211  -0.1279   0.6181   1.0000
   5.250   0.8397   0.05964   0.05153  -0.1287   0.6151   1.0000
   5.500   0.8837   0.05879   0.05063  -0.1298   0.6133   1.0000
   5.750   0.8772   0.06132   0.05319  -0.1275   0.6000   1.0000
   6.000   0.8813   0.06330   0.05518  -0.1260   0.5891   1.0000
   6.250   0.9143   0.06307   0.05494  -0.1263   0.5849   1.0000
   6.500   0.9557   0.06209   0.05395  -0.1270   0.5828   1.0000
   6.750   0.9503   0.06490   0.05679  -0.1250   0.5698   1.0000
   7.000   0.9908   0.06383   0.05573  -0.1255   0.5674   1.0000
   7.250   1.0358   0.06224   0.05415  -0.1261   0.5659   1.0000
   7.500   1.0263   0.06550   0.05745  -0.1240   0.5519   1.0000
   7.750   1.0238   0.06831   0.06030  -0.1224   0.5397   1.0000
   8.000   1.0614   0.06718   0.05922  -0.1225   0.5365   1.0000
   8.250   1.1049   0.06537   0.05743  -0.1228   0.5348   1.0000
   8.500   1.1517   0.06304   0.05516  -0.1232   0.5337   1.0000
   8.750   1.1427   0.06636   0.05854  -0.1211   0.5193   1.0000
   9.000   1.1915   0.06345   0.05567  -0.1213   0.5183   1.0000
   9.250   1.2424   0.06004   0.05234  -0.1215   0.5177   1.0000
   9.500   1.2968   0.05636   0.04872  -0.1220   0.5174   1.0000
   9.750   1.2614   0.06268   0.05510  -0.1187   0.4984   1.0000
  10.000   1.3210   0.05831   0.05083  -0.1193   0.4989   1.0000
  10.250   1.3896   0.05327   0.04587  -0.1206   0.4990   1.0000
  10.500   1.4863   0.04627   0.03896  -0.1245   0.5000   1.0000
  10.750   1.4110   0.05525   0.04802  -0.1176   0.4784   1.0000
  11.000   1.4740   0.05104   0.04389  -0.1189   0.4743   1.0000
  11.250   1.5689   0.04482   0.03771  -0.1230   0.4705   1.0000
  11.500   1.5657   0.04685   0.03983  -0.1203   0.4582   1.0000
  11.750   1.6307   0.04378   0.03677  -0.1228   0.4492   1.0000
  12.000   1.6538   0.04380   0.03682  -0.1220   0.4370   1.0000
  12.250   1.6457   0.04603   0.03915  -0.1187   0.4243   1.0000
  12.500   1.6605   0.04669   0.03986  -0.1173   0.4119   1.0000
  12.750   1.6891   0.04641   0.03956  -0.1170   0.3992   1.0000
  13.000   1.7173   0.04620   0.03928  -0.1167   0.3856   1.0000
  13.250   1.7058   0.04864   0.04183  -0.1134   0.3729   1.0000
  13.500   1.7022   0.05062   0.04388  -0.1107   0.3598   1.0000
  13.750   1.7042   0.05216   0.04544  -0.1086   0.3464   1.0000
  14.000   1.7090   0.05349   0.04674  -0.1067   0.3330   1.0000
  14.250   1.7132   0.05483   0.04802  -0.1048   0.3193   1.0000
  14.500   1.7088   0.05703   0.05026  -0.1027   0.3070   1.0000
  14.750   1.6978   0.06006   0.05340  -0.1004   0.2956   1.0000
  15.000   1.6991   0.06206   0.05543  -0.0989   0.2845   1.0000
  15.250   1.7092   0.06324   0.05653  -0.0978   0.2733   1.0000
  15.500   1.6933   0.06713   0.06064  -0.0959   0.2640   1.0000
  15.750   1.6962   0.06920   0.06274  -0.0948   0.2543   1.0000
  16.000   1.6947   0.07173   0.06532  -0.0936   0.2446   1.0000
  16.250   1.6863   0.07521   0.06894  -0.0925   0.2356   1.0000
  16.500   1.6895   0.07725   0.07095  -0.0916   0.2258   1.0000
  16.750   1.6761   0.08148   0.07537  -0.0909   0.2170   1.0000
  17.000   1.6701   0.08482   0.07879  -0.0903   0.2076   1.0000
  17.250   1.6683   0.08757   0.08147  -0.0898   0.1969   1.0000
  17.500   1.6480   0.09315   0.08732  -0.0898   0.1880   1.0000
  17.750   1.6361   0.09757   0.09179  -0.0899   0.1775   1.0000
  18.000   1.6243   0.10205   0.09625  -0.0903   0.1660   1.0000
  18.250   1.6101   0.10700   0.10117  -0.0909   0.1535   1.0000
  18.500   1.5896   0.11328   0.10759  -0.0923   0.1417   1.0000
  18.750   1.5711   0.11937   0.11369  -0.0938   0.1288   1.0000
<< Back to FX 76-MP-140 (fx76mp140-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 76-MP-140 (fx76mp140-il)