FX 67-K-150/17 AIRFOIL (fx67k150-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 67-K-150/17 AIRFOIL (fx67k150-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.76 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx67k150-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx67k150-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.4926 0.12984 0.12520 -0.0164 1.0000 0.2105
-7.250 -0.4832 0.12628 0.12166 -0.0141 1.0000 0.2213
-7.000 -0.5182 0.12563 0.12111 -0.0131 1.0000 0.2248
-6.750 -0.5096 0.12231 0.11781 -0.0108 1.0000 0.2371
-6.500 -0.5108 0.11951 0.11505 -0.0085 1.0000 0.2478
-6.250 -0.5477 0.11859 0.11424 -0.0063 1.0000 0.2523
-6.000 -0.5499 0.11584 0.11152 -0.0037 1.0000 0.2654
-5.750 -0.5564 0.11329 0.10902 -0.0013 1.0000 0.2787
-5.500 -0.5673 0.11081 0.10660 0.0007 1.0000 0.2933
-5.250 -0.5830 0.10831 0.10415 0.0019 1.0000 0.3088
-5.000 -0.5766 0.10586 0.10173 0.0066 1.0000 0.3351
-4.750 -0.5815 0.10360 0.09952 0.0105 1.0000 0.3640
-4.250 -0.5684 0.09979 0.09573 0.0223 1.0000 0.4476
-2.750 -0.4795 0.06257 0.05659 -0.0320 1.0000 0.2423
-2.500 -0.4186 0.05639 0.04861 -0.0386 1.0000 0.1393
-2.250 -0.3909 0.05353 0.04521 -0.0388 1.0000 0.1227
-2.000 -0.3623 0.05142 0.04236 -0.0387 1.0000 0.1110
-1.750 -0.3368 0.04937 0.03991 -0.0384 1.0000 0.1057
-1.500 -0.3109 0.04807 0.03803 -0.0378 1.0000 0.1019
-1.250 -0.2879 0.04697 0.03674 -0.0374 1.0000 0.1064
-1.000 -0.2646 0.04629 0.03575 -0.0368 1.0000 0.1104
-0.750 -0.2406 0.04569 0.03483 -0.0357 1.0000 0.1131
-0.500 -0.2189 0.04508 0.03426 -0.0344 1.0000 0.1199
-0.250 -0.1961 0.04489 0.03394 -0.0337 1.0000 0.1372
0.000 -0.1718 0.04477 0.03374 -0.0333 1.0000 0.1560
0.250 -0.1461 0.04274 0.03495 -0.0321 1.0000 0.6917
0.500 -0.1363 0.04171 0.03367 -0.0272 1.0000 1.0000
0.750 -0.1160 0.04255 0.03395 -0.0271 1.0000 1.0000
1.000 -0.0961 0.04344 0.03440 -0.0272 1.0000 1.0000
1.250 -0.0765 0.04436 0.03498 -0.0274 1.0000 1.0000
1.500 -0.0571 0.04532 0.03563 -0.0276 1.0000 1.0000
1.750 -0.0380 0.04633 0.03633 -0.0278 1.0000 1.0000
2.000 -0.0165 0.04752 0.03727 -0.0286 0.9988 1.0000
2.250 0.0168 0.04969 0.03916 -0.0316 0.9919 1.0000
2.500 0.0524 0.05218 0.04137 -0.0351 0.9833 1.0000
2.750 0.0816 0.05389 0.04287 -0.0375 0.9722 1.0000
3.000 0.1092 0.05564 0.04444 -0.0395 0.9613 1.0000
3.250 0.1382 0.05773 0.04637 -0.0417 0.9524 1.0000
3.500 0.1701 0.06005 0.04855 -0.0444 0.9422 1.0000
3.750 0.1925 0.06135 0.04974 -0.0454 0.9300 1.0000
4.000 0.2138 0.06277 0.05108 -0.0463 0.9187 1.0000
4.250 0.2363 0.06448 0.05272 -0.0473 0.9088 1.0000
4.500 0.2691 0.06730 0.05545 -0.0501 0.9007 1.0000
4.750 0.2860 0.06833 0.05645 -0.0502 0.8889 1.0000
5.000 0.3029 0.06967 0.05777 -0.0504 0.8783 1.0000
5.250 0.3240 0.07158 0.05966 -0.0513 0.8696 1.0000
5.500 0.3530 0.07417 0.06223 -0.0534 0.8606 1.0000
5.750 0.3660 0.07524 0.06333 -0.0530 0.8496 1.0000
6.000 0.3815 0.07684 0.06494 -0.0532 0.8404 1.0000
6.250 0.4144 0.08017 0.06828 -0.0559 0.8333 1.0000
6.500 0.4241 0.08103 0.06919 -0.0552 0.8221 1.0000
6.750 0.4362 0.08252 0.07073 -0.0550 0.8126 1.0000
7.000 0.4618 0.08541 0.07370 -0.0568 0.8055 1.0000
7.250 0.4779 0.08709 0.07545 -0.0571 0.7949 1.0000
7.500 0.4875 0.08856 0.07699 -0.0567 0.7850 1.0000
7.750 0.5065 0.09108 0.07959 -0.0577 0.7774 1.0000
8.000 0.5296 0.09366 0.08227 -0.0590 0.7674 1.0000
8.250 0.5363 0.09502 0.08372 -0.0585 0.7570 1.0000
8.500 0.5496 0.09726 0.08611 -0.0588 0.7484 1.0000
8.750 0.5810 0.10096 0.08995 -0.0613 0.7396 1.0000
9.000 0.5850 0.10212 0.09122 -0.0606 0.7283 1.0000
9.250 0.5936 0.10407 0.09329 -0.0605 0.7178 1.0000
9.500 0.6076 0.10663 0.09598 -0.0612 0.7088 1.0000
9.750 0.6317 0.10992 0.09949 -0.0628 0.6987 1.0000
10.000 0.6474 0.11235 0.10208 -0.0635 0.6867 1.0000
10.250 0.6546 0.11428 0.10415 -0.0635 0.6747 1.0000
10.500 0.6631 0.11655 0.10658 -0.0638 0.6631 1.0000
10.750 0.6738 0.11908 0.10926 -0.0643 0.6514 1.0000
11.000 0.6861 0.12169 0.11205 -0.0649 0.6390 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 67-K-150/17 AIRFOIL (fx67k150-il)