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

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
<< Back to FX 66-17AII-182 AIRFOIL (fx6617a2-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 66-17AII-182 AIRFOIL (fx6617a2-il)