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

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
<< Back to FX 67-K-150/17 AIRFOIL (fx67k150-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 67-K-150/17 AIRFOIL (fx67k150-il)