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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 76-MP-140 (fx76mp140-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.88 at α=7°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx76mp140-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx76mp140-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.500  -0.3957   0.14601   0.14057  -0.0143   1.0000   0.1643
  -7.250  -0.4210   0.14683   0.14148  -0.0139   1.0000   0.1658
  -7.000  -0.4478   0.14749   0.14223  -0.0127   1.0000   0.1663
  -6.750  -0.4018   0.13845   0.13312  -0.0109   1.0000   0.1741
  -6.500  -0.4105   0.13693   0.13166  -0.0097   1.0000   0.1796
  -6.250  -0.4327   0.13676   0.13156  -0.0085   1.0000   0.1827
  -6.000  -0.4642   0.13732   0.13222  -0.0071   1.0000   0.1839
  -5.750  -0.4675   0.13381   0.12878  -0.0062   1.0000   0.1861
  -5.500  -0.4448   0.12914   0.12407  -0.0038   1.0000   0.1923
  -5.250  -0.4562   0.12756   0.12255  -0.0022   1.0000   0.1972
  -5.000  -0.4802   0.12709   0.12215  -0.0055   1.0000   0.2021
  -4.750  -0.4802   0.12330   0.11841  -0.0045   1.0000   0.2051
  -4.500  -0.4723   0.12028   0.11540  -0.0007   1.0000   0.2117
  -4.250  -0.4833   0.11909   0.11421  -0.0132   1.0000   0.2215
  -4.000  -0.4786   0.11489   0.11008  -0.0027   1.0000   0.2259
  -3.750  -0.4768   0.11262   0.10780  -0.0043   1.0000   0.2371
  -3.500  -0.4744   0.10924   0.10445  -0.0049   1.0000   0.2437
  -3.250  -0.4645   0.10662   0.10179  -0.0125   1.0000   0.2590
  -3.000  -0.4640   0.10360   0.09883  -0.0059   1.0000   0.2635
  -2.750  -0.4531   0.10064   0.09584  -0.0104   1.0000   0.2789
  -2.500  -0.4415   0.09799   0.09316  -0.0130   1.0000   0.2963
  -2.250  -0.4370   0.09571   0.09092  -0.0099   1.0000   0.3101
  -2.000  -0.4249   0.09301   0.08819  -0.0123   1.0000   0.3332
  -1.750  -0.4199   0.09062   0.08584  -0.0097   1.0000   0.3530
  -1.500  -0.4138   0.08844   0.08369  -0.0074   1.0000   0.3741
  -1.250  -0.4042   0.08645   0.08171  -0.0071   1.0000   0.4073
  -1.000  -0.3989   0.08464   0.07995  -0.0033   0.9991   0.4333
  -0.250  -0.0664   0.06663   0.05885  -0.0891   0.9846   0.1979
   0.000  -0.0196   0.06613   0.05778  -0.0948   0.9795   0.1984
   0.250   0.0179   0.06561   0.05675  -0.0984   0.9725   0.1997
   0.500   0.0582   0.06623   0.05697  -0.1022   0.9680   0.2068
   0.750   0.0872   0.06631   0.05684  -0.1039   0.9586   0.2129
   1.000   0.1167   0.06688   0.05702  -0.1056   0.9512   0.2229
   1.250   0.1517   0.06802   0.05799  -0.1080   0.9435   0.2348
   1.500   0.1742   0.06849   0.05837  -0.1086   0.9341   0.2491
   1.750   0.2125   0.07040   0.06009  -0.1113   0.9275   0.2726
   2.000   0.2318   0.07073   0.06037  -0.1113   0.9164   0.2966
   2.250   0.2725   0.07295   0.06270  -0.1145   0.9109   0.3509
   2.500   0.2910   0.07278   0.06309  -0.1147   0.9000   0.4323
   2.750   0.3224   0.07363   0.06499  -0.1145   0.8939   1.0000
   3.000   0.3331   0.07408   0.06517  -0.1134   0.8810   1.0000
   3.250   0.3558   0.07633   0.06712  -0.1144   0.8735   1.0000
   3.500   0.3812   0.07827   0.06882  -0.1156   0.8620   1.0000
   3.750   0.3941   0.07975   0.07016  -0.1152   0.8526   1.0000
   4.000   0.4271   0.08263   0.07281  -0.1175   0.8435   1.0000
   4.250   0.4335   0.08365   0.07376  -0.1163   0.8335   1.0000
   4.500   0.4696   0.08699   0.07691  -0.1191   0.8255   1.0000
   4.750   0.4716   0.08770   0.07759  -0.1174   0.8149   1.0000
   5.000   0.5095   0.09143   0.08115  -0.1204   0.8077   1.0000
   5.250   0.5078   0.09190   0.08162  -0.1184   0.7970   1.0000
   5.500   0.5465   0.09586   0.08545  -0.1214   0.7903   1.0000
   5.750   0.5417   0.09619   0.08580  -0.1192   0.7797   1.0000
   6.000   0.5814   0.10034   0.08984  -0.1223   0.7731   1.0000
   6.250   0.5736   0.10062   0.09016  -0.1199   0.7630   1.0000
   6.500   0.6124   0.10472   0.09417  -0.1228   0.7563   1.0000
   6.750   0.6047   0.10515   0.09465  -0.1206   0.7462   1.0000
   7.000   0.6430   0.10932   0.09876  -0.1235   0.7397   1.0000
   7.250   0.6351   0.10982   0.09930  -0.1214   0.7293   1.0000
   7.500   0.6683   0.11379   0.10324  -0.1237   0.7231   1.0000
   7.750   0.6647   0.11463   0.10413  -0.1223   0.7125   1.0000
   8.000   0.6879   0.11803   0.10752  -0.1236   0.7063   1.0000
   8.250   0.6956   0.11965   0.10918  -0.1233   0.6952   1.0000
   8.500   0.7069   0.12242   0.11197  -0.1236   0.6886   1.0000
   8.750   0.7298   0.12511   0.11468  -0.1247   0.6776   1.0000
   9.000   0.7295   0.12701   0.11665  -0.1241   0.6691   1.0000
   9.250   0.7637   0.13101   0.12066  -0.1261   0.6603   1.0000
   9.500   0.7597   0.13214   0.12186  -0.1252   0.6490   1.0000
   9.750   0.7715   0.13507   0.12483  -0.1257   0.6415   1.0000
  10.000   0.8009   0.13840   0.12823  -0.1271   0.6296   1.0000
  10.250   0.7933   0.13990   0.12979  -0.1264   0.6201   1.0000
  10.500   0.8153   0.14344   0.13338  -0.1276   0.6117   1.0000
  10.750   0.8292   0.14572   0.13573  -0.1280   0.5993   1.0000
  11.000   0.8283   0.14804   0.13811  -0.1281   0.5906   1.0000
  11.250   0.8567   0.15196   0.14211  -0.1295   0.5810   1.0000
  11.500   0.8582   0.15359   0.14381  -0.1294   0.5689   1.0000
  11.750   0.8640   0.15657   0.14685  -0.1301   0.5615   1.0000
  12.000   0.8987   0.16078   0.15113  -0.1314   0.5496   1.0000
  12.250   0.8844   0.16179   0.15220  -0.1313   0.5400   1.0000
  12.500   0.9111   0.16620   0.15671  -0.1325   0.5328   1.0000
<< Back to FX 76-MP-140 (fx76mp140-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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