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=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
<< 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)