FX 67-K-150/17 AIRFOIL (fx67k150-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 67-K-150/17 AIRFOIL (fx67k150-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 24.95 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx67k150-il-100000.txt Download as CSV file: xf-fx67k150-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 67-K-150/17 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.250 -0.0527 0.13646 0.13197 -0.0985 0.9388 0.0508
-14.000 -0.0471 0.13415 0.12965 -0.1000 0.9357 0.0534
-13.750 -0.1672 0.14549 0.14083 -0.0911 0.9575 0.0467
-13.500 -0.1461 0.14068 0.13597 -0.0937 0.9549 0.0487
-13.250 -0.1340 0.13721 0.13248 -0.0962 0.9511 0.0504
-13.000 -0.1233 0.13381 0.12906 -0.0991 0.9477 0.0537
-12.750 -0.1129 0.13051 0.12573 -0.1024 0.9445 0.0553
-12.500 -0.1143 0.12885 0.12409 -0.1082 0.9413 0.0579
-12.250 -0.1137 0.12679 0.12204 -0.1114 0.9368 0.0582
-12.000 -0.0919 0.12055 0.11579 -0.1105 0.9339 0.0612
-11.750 -0.0783 0.11722 0.11243 -0.1118 0.9307 0.0655
-11.500 -0.0696 0.11420 0.10939 -0.1144 0.9279 0.0675
-11.250 -0.0727 0.11229 0.10752 -0.1175 0.9241 0.0708
-11.000 -0.0820 0.11084 0.10614 -0.1221 0.9198 0.0718
-10.750 -0.0666 0.10578 0.10107 -0.1220 0.9172 0.0736
-10.500 -0.0474 0.10234 0.09757 -0.1215 0.9146 0.0782
-10.250 -0.0454 0.10002 0.09528 -0.1228 0.9110 0.0817
-10.000 -0.0572 0.09835 0.09368 -0.1263 0.9067 0.0849
-9.750 -0.0684 0.09658 0.09197 -0.1302 0.9027 0.0855
-9.500 -0.0385 0.09191 0.08724 -0.1267 0.9012 0.0906
-9.250 -0.0390 0.08986 0.08523 -0.1272 0.8974 0.0953
-9.000 -0.0534 0.08824 0.08369 -0.1296 0.8926 0.0982
-8.750 -0.0776 0.08625 0.08177 -0.1340 0.8881 0.0991
-8.500 -0.0427 0.08271 0.07814 -0.1298 0.8873 0.1058
-8.250 -0.0570 0.08162 0.07713 -0.1289 0.8824 0.1092
-8.000 -0.0800 0.08039 0.07598 -0.1288 0.8772 0.1109
-7.750 -0.1074 0.07921 0.07486 -0.1287 0.8734 0.1117
-7.500 -0.1357 0.08048 0.07625 -0.1205 0.8679 0.1104
-7.250 -0.1668 0.08061 0.07642 -0.1153 0.8636 0.1104
-7.000 -0.1951 0.08010 0.07588 -0.1122 0.8607 0.1115
-6.750 -0.2344 0.08206 0.07801 -0.1002 0.8571 0.1068
-6.500 -0.2769 0.08277 0.07878 -0.0926 0.8564 0.1043
-6.250 -0.3017 0.08229 0.07831 -0.0875 0.8558 0.1050
-6.000 -0.3182 0.08123 0.07724 -0.0842 0.8572 0.1076
-5.750 -0.3883 0.08360 0.07957 -0.0747 0.8855 0.1011
-5.500 -0.5257 0.09266 0.08884 -0.0470 0.9710 0.0855
-5.250 -0.5150 0.08773 0.08412 -0.0461 0.9679 0.0882
-5.000 -0.5005 0.08457 0.08094 -0.0466 0.9586 0.0938
-4.750 -0.4862 0.07978 0.07587 -0.0508 0.9505 0.1025
-4.500 -0.4625 0.07621 0.07196 -0.0552 0.9432 0.1150
-4.250 -0.4501 0.07353 0.06936 -0.0542 0.9355 0.1226
-4.000 -0.4251 0.07027 0.06571 -0.0582 0.9297 0.1429
-3.750 -0.4115 0.06762 0.06299 -0.0579 0.9228 0.1579
-3.500 -0.3889 0.06528 0.06054 -0.0593 0.9167 0.1858
-2.750 -0.2703 0.05560 0.04834 -0.0650 0.9015 0.0993
-2.500 -0.2460 0.05135 0.04370 -0.0632 0.8960 0.0678
-2.250 -0.2111 0.04991 0.04157 -0.0631 0.8902 0.0571
-2.000 -0.1727 0.04968 0.04085 -0.0646 0.8873 0.0583
-1.750 -0.1589 0.04780 0.03877 -0.0625 0.8790 0.0595
-1.500 -0.1254 0.04731 0.03807 -0.0632 0.8754 0.0592
-1.250 -0.0894 0.04696 0.03772 -0.0647 0.8734 0.0631
-1.000 -0.0792 0.04615 0.03687 -0.0622 0.8635 0.0702
-0.750 -0.0461 0.04620 0.03698 -0.0633 0.8608 0.0818
-0.500 -0.0356 0.04571 0.03649 -0.0611 0.8528 0.0966
-0.250 -0.0116 0.04371 0.03680 -0.0612 0.8497 0.5768
0.000 0.0203 0.04453 0.03838 -0.0584 0.8469 1.0000
0.250 0.0266 0.04435 0.03798 -0.0561 0.8376 1.0000
0.500 0.0637 0.04601 0.03927 -0.0586 0.8339 1.0000
0.750 0.0708 0.04608 0.03918 -0.0566 0.8251 1.0000
1.000 0.1051 0.04758 0.04043 -0.0586 0.8211 1.0000
1.250 0.1139 0.04794 0.04065 -0.0570 0.8132 1.0000
1.500 0.1459 0.04930 0.04181 -0.0587 0.8084 1.0000
1.750 0.1578 0.05003 0.04240 -0.0576 0.8022 1.0000
2.000 0.1856 0.05115 0.04337 -0.0586 0.7958 1.0000
2.250 0.2247 0.05336 0.04543 -0.0614 0.7932 1.0000
2.500 0.2242 0.05313 0.04514 -0.0585 0.7834 1.0000
2.750 0.2631 0.05519 0.04706 -0.0612 0.7802 1.0000
3.000 0.2630 0.05527 0.04709 -0.0586 0.7709 1.0000
3.250 0.3001 0.05715 0.04887 -0.0609 0.7671 1.0000
3.500 0.3015 0.05753 0.04923 -0.0586 0.7584 1.0000
3.750 0.3382 0.05930 0.05092 -0.0608 0.7539 1.0000
4.000 0.3408 0.05990 0.05150 -0.0588 0.7452 1.0000
4.250 0.3777 0.06164 0.05319 -0.0610 0.7404 1.0000
4.500 0.3804 0.06232 0.05387 -0.0591 0.7314 1.0000
4.750 0.4228 0.06424 0.05575 -0.0618 0.7265 1.0000
5.000 0.4232 0.06478 0.05631 -0.0597 0.7165 1.0000
5.250 0.4542 0.06660 0.05811 -0.0612 0.7119 1.0000
5.750 0.5207 0.06530 0.05678 -0.0610 0.6644 1.0000
6.000 0.5499 0.06554 0.05706 -0.0612 0.6516 1.0000
6.250 0.5779 0.06609 0.05764 -0.0615 0.6420 1.0000
6.500 0.6110 0.06651 0.05810 -0.0624 0.6345 1.0000
6.750 0.6226 0.06754 0.05918 -0.0615 0.6240 1.0000
7.000 0.6709 0.06751 0.05926 -0.0634 0.6196 1.0000
7.250 0.6751 0.06876 0.06057 -0.0621 0.6083 1.0000
7.500 0.6888 0.06979 0.06168 -0.0614 0.5982 1.0000
7.750 0.7309 0.06967 0.06167 -0.0627 0.5934 1.0000
8.000 0.7392 0.07092 0.06304 -0.0617 0.5823 1.0000
8.250 0.7843 0.07049 0.06276 -0.0630 0.5788 1.0000
8.500 0.7913 0.07180 0.06417 -0.0619 0.5672 1.0000
8.750 0.8029 0.07294 0.06542 -0.0612 0.5563 1.0000
9.000 0.8482 0.07193 0.06460 -0.0620 0.5525 1.0000
9.250 0.8568 0.07319 0.06603 -0.0611 0.5407 1.0000
10.500 1.1152 0.04799 0.04227 -0.0545 0.4669 1.0000
10.750 1.1232 0.04501 0.03770 -0.0481 0.2527 1.0000
11.000 1.0950 0.04975 0.04158 -0.0450 0.1488 1.0000
11.250 1.0701 0.05455 0.04543 -0.0423 0.0615 1.0000
11.500 1.0637 0.05792 0.04865 -0.0405 0.0468 1.0000
11.750 1.0627 0.06088 0.05171 -0.0392 0.0396 1.0000
12.000 1.0590 0.06408 0.05496 -0.0380 0.0357 1.0000
12.250 1.0644 0.06637 0.05738 -0.0370 0.0326 1.0000
12.500 1.0713 0.06844 0.05954 -0.0359 0.0292 1.0000
12.750 1.0847 0.06976 0.06088 -0.0346 0.0280 1.0000
13.000 1.1143 0.06967 0.06072 -0.0327 0.0264 1.0000
13.250 1.1928 0.06857 0.05973 -0.0312 0.0254 1.0000
13.500 1.2329 0.07086 0.06231 -0.0309 0.0257 1.0000
13.750 1.2476 0.07365 0.06547 -0.0299 0.0262 1.0000
14.000 1.2556 0.07703 0.06930 -0.0288 0.0272 1.0000
14.250 1.2500 0.08132 0.07408 -0.0274 0.0284 1.0000
14.500 1.2402 0.08608 0.07927 -0.0264 0.0296 1.0000
14.750 1.2292 0.09104 0.08458 -0.0258 0.0306 1.0000
15.000 1.2162 0.09610 0.08994 -0.0257 0.0315 1.0000
15.250 1.2016 0.10143 0.09554 -0.0259 0.0324 1.0000
15.500 1.1867 0.10698 0.10132 -0.0266 0.0332 1.0000
15.750 1.1722 0.11274 0.10728 -0.0278 0.0339 1.0000
16.000 1.1742 0.11731 0.11207 -0.0282 0.0369 1.0000
16.250 1.1444 0.12405 0.11908 -0.0310 0.0373 1.0000
16.500 1.1161 0.13159 0.12686 -0.0348 0.0376 1.0000
16.750 1.0891 0.13992 0.13539 -0.0396 0.0379 1.0000
17.000 1.0614 0.14955 0.14518 -0.0457 0.0382 1.0000
17.250 1.0345 0.16052 0.15626 -0.0530 0.0384 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 67-K-150/17 AIRFOIL (fx67k150-il)