FX 66-17AII-182 AIRFOIL (fx6617a2-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 66-17AII-182 AIRFOIL (fx6617a2-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.63 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx6617a2-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx6617a2-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 66-17AII-182 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.1440 0.13175 0.12673 -0.0560 0.9619 0.2644
-11.500 -0.1331 0.12804 0.12299 -0.0593 0.9572 0.2755
-11.250 -0.1453 0.12718 0.12215 -0.0612 0.9512 0.2862
-11.000 -0.1127 0.12113 0.11602 -0.0651 0.9460 0.3001
-10.750 -0.0913 0.11609 0.11093 -0.0681 0.9395 0.3076
-10.500 -0.0962 0.11369 0.10854 -0.0705 0.9345 0.3183
-10.250 -0.0771 0.10916 0.10393 -0.0741 0.9308 0.3326
-10.000 -0.0490 0.10364 0.09834 -0.0771 0.9243 0.3389
-9.750 -0.0409 0.09942 0.09408 -0.0799 0.9189 0.3395
-9.500 -0.1546 0.08334 0.07816 -0.0924 0.9179 0.1686
-9.250 -0.3049 0.08636 0.08115 -0.0882 0.9347 0.1555
-9.000 -0.3656 0.07825 0.07299 -0.0953 0.9235 0.1405
-8.750 -0.3781 0.07308 0.06771 -0.0984 0.9153 0.1352
-8.500 -0.4232 0.07049 0.06492 -0.0963 0.9038 0.1314
-8.250 -0.4473 0.06689 0.06082 -0.0962 0.8968 0.1263
-8.000 -0.4607 0.06520 0.05904 -0.0926 0.8889 0.1248
-7.750 -0.4582 0.06167 0.05517 -0.0927 0.8836 0.1232
-7.500 -0.4707 0.06011 0.05337 -0.0891 0.8774 0.1223
-7.250 -0.4751 0.05805 0.05097 -0.0867 0.8719 0.1223
-7.000 -0.4635 0.05536 0.04782 -0.0864 0.8678 0.1228
-6.750 -0.4608 0.05366 0.04576 -0.0842 0.8641 0.1230
-6.500 -0.4622 0.05241 0.04423 -0.0809 0.8604 0.1230
-6.250 -0.4516 0.05082 0.04224 -0.0793 0.8566 0.1243
-6.000 -0.4324 0.04939 0.04019 -0.0786 0.8531 0.1279
-5.750 -0.4030 0.04748 0.03827 -0.0794 0.8497 0.1329
-5.500 -0.3976 0.04697 0.03765 -0.0765 0.8477 0.1357
-5.250 -0.3865 0.04646 0.03694 -0.0743 0.8456 0.1398
-5.000 -0.3721 0.04587 0.03635 -0.0724 0.8433 0.1467
-4.750 -0.3567 0.04552 0.03591 -0.0707 0.8412 0.1572
-4.500 -0.3423 0.04507 0.03561 -0.0687 0.8396 0.1688
-4.250 -0.3339 0.04469 0.03532 -0.0661 0.8395 0.1838
-4.000 -0.5786 0.04502 0.03565 -0.0311 1.0000 0.1332
-3.750 -0.5592 0.04420 0.03470 -0.0300 1.0000 0.1381
-3.500 -0.5403 0.04355 0.03396 -0.0288 1.0000 0.1450
-3.250 -0.5227 0.04307 0.03350 -0.0275 1.0000 0.1561
-3.000 -0.5058 0.04252 0.03306 -0.0260 1.0000 0.1691
-2.750 -0.4887 0.04173 0.03246 -0.0248 1.0000 0.1921
-2.500 -0.4753 0.03920 0.03238 -0.0233 1.0000 0.4119
-2.250 -0.4837 0.04196 0.03553 -0.0118 1.0000 0.6426
-2.000 -0.4838 0.04343 0.03696 -0.0040 1.0000 0.6942
-1.750 -0.4852 0.04430 0.03781 0.0037 1.0000 0.7360
-1.500 -0.4880 0.04473 0.03822 0.0116 1.0000 0.7756
-1.250 -0.4918 0.04487 0.03831 0.0194 1.0000 0.8169
-1.000 -0.4954 0.04471 0.03811 0.0275 1.0000 0.8596
-0.750 -0.4855 0.04481 0.03809 0.0320 1.0000 0.9021
-0.500 -0.4339 0.04668 0.03969 0.0269 1.0000 0.9359
-0.250 -0.3716 0.04905 0.04169 0.0178 1.0000 0.9531
0.000 -0.2995 0.05206 0.04433 0.0061 0.9955 0.9646
0.250 -0.2439 0.05428 0.04626 -0.0027 0.9881 0.9737
0.500 -0.1956 0.05626 0.04800 -0.0101 0.9794 0.9827
0.750 -0.1459 0.05844 0.04995 -0.0179 0.9698 0.9914
1.000 -0.1091 0.06011 0.05144 -0.0231 0.9599 1.0000
1.250 -0.0942 0.06046 0.05166 -0.0239 0.9464 1.0000
1.500 -0.0827 0.06062 0.05171 -0.0239 0.9328 1.0000
1.750 -0.0735 0.06070 0.05168 -0.0233 0.9194 1.0000
2.000 -0.0633 0.06102 0.05187 -0.0230 0.9075 1.0000
2.250 -0.0387 0.06273 0.05341 -0.0252 0.8984 1.0000
2.500 -0.0269 0.06278 0.05335 -0.0249 0.8857 1.0000
2.750 -0.0091 0.06373 0.05417 -0.0259 0.8754 1.0000
3.000 0.0249 0.06612 0.05640 -0.0295 0.8671 1.0000
3.250 0.0391 0.06657 0.05675 -0.0298 0.8553 1.0000
3.500 0.0729 0.06938 0.05941 -0.0334 0.8498 1.0000
3.750 0.0885 0.06988 0.05983 -0.0338 0.8378 1.0000
4.000 0.1076 0.07125 0.06111 -0.0350 0.8290 1.0000
4.250 0.1398 0.07363 0.06339 -0.0381 0.8204 1.0000
4.500 0.1528 0.07449 0.06417 -0.0382 0.8107 1.0000
4.750 0.1874 0.07738 0.06696 -0.0417 0.8039 1.0000
5.000 0.1974 0.07800 0.06753 -0.0413 0.7934 1.0000
5.250 0.2344 0.08138 0.07082 -0.0450 0.7874 1.0000
5.500 0.2406 0.08166 0.07107 -0.0441 0.7764 1.0000
5.750 0.2782 0.08538 0.07472 -0.0478 0.7712 1.0000
6.000 0.2822 0.08546 0.07478 -0.0466 0.7596 1.0000
6.250 0.3201 0.08949 0.07875 -0.0502 0.7550 1.0000
6.500 0.3208 0.08931 0.07855 -0.0486 0.7434 1.0000
6.750 0.3502 0.09265 0.08186 -0.0510 0.7383 1.0000
7.000 0.3577 0.09325 0.08247 -0.0504 0.7272 1.0000
7.250 0.3846 0.09655 0.08574 -0.0524 0.7222 1.0000
7.500 0.3924 0.09729 0.08649 -0.0518 0.7111 1.0000
7.750 0.4140 0.10018 0.08939 -0.0532 0.7056 1.0000
8.000 0.4252 0.10143 0.09067 -0.0531 0.6950 1.0000
8.250 0.4434 0.10413 0.09339 -0.0541 0.6891 1.0000
8.500 0.4570 0.10572 0.09501 -0.0543 0.6788 1.0000
8.750 0.4721 0.10827 0.09759 -0.0549 0.6728 1.0000
9.000 0.4871 0.11014 0.09951 -0.0554 0.6628 1.0000
9.250 0.4988 0.11249 0.10190 -0.0557 0.6562 1.0000
9.500 0.5160 0.11471 0.10418 -0.0564 0.6466 1.0000
9.750 0.5247 0.11689 0.10641 -0.0566 0.6396 1.0000
10.000 0.5442 0.11947 0.10906 -0.0575 0.6304 1.0000
10.250 0.5498 0.12147 0.11113 -0.0575 0.6229 1.0000
10.500 0.5717 0.12444 0.11419 -0.0587 0.6141 1.0000
10.750 0.5739 0.12617 0.11599 -0.0585 0.6060 1.0000
11.000 0.5985 0.12962 0.11953 -0.0599 0.5979 1.0000
11.250 0.5975 0.13107 0.12107 -0.0596 0.5890 1.0000
11.500 0.6254 0.13513 0.12525 -0.0612 0.5815 1.0000
11.750 0.6208 0.13616 0.12634 -0.0608 0.5719 1.0000
12.000 0.6537 0.14121 0.13154 -0.0628 0.5651 1.0000
12.250 0.6441 0.14146 0.13185 -0.0621 0.5546 1.0000
12.500 0.6678 0.14597 0.13650 -0.0636 0.5482 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 66-17AII-182 AIRFOIL (fx6617a2-il)