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=5


Details Polar file
Airfoil: FX 67-K-150/17 AIRFOIL (fx67k150-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 14.25 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx67k150-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx67k150-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.0999   0.11984   0.11304  -0.1039   0.8966   0.0975
 -11.000  -0.1072   0.11826   0.11151  -0.1069   0.8926   0.1023
 -10.750  -0.1120   0.11599   0.10932  -0.1099   0.8890   0.1034
 -10.500  -0.0902   0.11116   0.10436  -0.1088   0.8865   0.1061
 -10.250  -0.0835   0.10845   0.10166  -0.1094   0.8826   0.1085
 -10.000  -0.0798   0.10582   0.09905  -0.1104   0.8789   0.1112
  -9.500  -0.0884   0.10094   0.09429  -0.1142   0.8716   0.1183
  -9.250  -0.0760   0.09377   0.08701  -0.1168   0.8681   0.0546
  -9.000  -0.0801   0.09004   0.08329  -0.1196   0.8640   0.0466
  -8.750  -0.0763   0.08710   0.08036  -0.1204   0.8609   0.0448
  -8.500  -0.0827   0.08455   0.07788  -0.1208   0.8560   0.0434
  -8.250  -0.0897   0.08153   0.07490  -0.1221   0.8516   0.0420
  -8.000  -0.0988   0.07824   0.07162  -0.1239   0.8477   0.0407
  -7.750  -0.1196   0.07705   0.07048  -0.1218   0.8416   0.0400
  -7.500  -0.1356   0.07460   0.06798  -0.1210   0.8369   0.0388
  -7.250  -0.1546   0.07235   0.06565  -0.1195   0.8321   0.0372
  -6.750  -0.1740   0.06913   0.06202  -0.1146   0.8227   0.0352
  -6.500  -0.1805   0.06731   0.06004  -0.1119   0.8184   0.0349
  -6.250  -0.1895   0.06599   0.05864  -0.1083   0.8134   0.0346
  -5.750  -0.1802   0.06096   0.05303  -0.1056   0.8071   0.0345
  -5.500  -0.1927   0.06028   0.05224  -0.1008   0.8013   0.0344
  -5.250  -0.1854   0.05829   0.04984  -0.0989   0.7979   0.0350
  -5.000  -0.1702   0.05570   0.04678  -0.0982   0.7954   0.0363
  -4.750  -0.1725   0.05429   0.04521  -0.0947   0.7908   0.0370
  -4.500  -0.1668   0.05283   0.04360  -0.0924   0.7869   0.0383
  -4.250  -0.1485   0.05091   0.04130  -0.0915   0.7842   0.0390
  -4.000  -0.1231   0.04892   0.03884  -0.0912   0.7822   0.0393
  -3.750  -0.1113   0.04778   0.03740  -0.0890   0.7785   0.0400
  -3.500  -0.0998   0.04685   0.03621  -0.0866   0.7746   0.0408
  -3.250  -0.0778   0.04574   0.03479  -0.0856   0.7719   0.0430
  -3.000  -0.0506   0.04496   0.03357  -0.0850   0.7697   0.0486
  -2.750  -0.0223   0.04368   0.03220  -0.0847   0.7679   0.0538
  -2.500  -0.0191   0.04363   0.03202  -0.0812   0.7632   0.0564
  -2.250  -0.0018   0.04324   0.03146  -0.0796   0.7599   0.0645
  -2.000   0.0206   0.04281   0.03084  -0.0790   0.7573   0.0758
  -1.750   0.0472   0.04218   0.03011  -0.0790   0.7552   0.0912
  -1.500   0.1748   0.04032   0.03133  -0.0902   0.7570   1.0000
  -1.250   0.1891   0.04049   0.03112  -0.0887   0.7544   1.0000
  -1.000   0.1553   0.04094   0.03159  -0.0802   0.7475   1.0000
  -0.750   0.1609   0.04118   0.03156  -0.0775   0.7439   1.0000
  -0.500   0.1780   0.04143   0.03151  -0.0763   0.7412   1.0000
  -0.250   0.1635   0.04193   0.03188  -0.0709   0.7353   1.0000
   0.000   0.1771   0.04238   0.03207  -0.0695   0.7315   1.0000
   0.250   0.2004   0.04284   0.03224  -0.0695   0.7288   1.0000
   0.500   0.2089   0.04349   0.03270  -0.0677   0.7242   1.0000
   0.750   0.2225   0.04414   0.03312  -0.0666   0.7199   1.0000
   1.000   0.2461   0.04473   0.03348  -0.0667   0.7167   1.0000
   1.250   0.2750   0.04530   0.03383  -0.0675   0.7143   1.0000
   1.500   0.2772   0.04619   0.03462  -0.0652   0.7080   1.0000
   1.750   0.2993   0.04688   0.03514  -0.0652   0.7043   1.0000
   2.000   0.3279   0.04749   0.03557  -0.0660   0.7016   1.0000
   2.250   0.3346   0.04844   0.03643  -0.0643   0.6956   1.0000
   2.500   0.3558   0.04918   0.03706  -0.0642   0.6915   1.0000
   2.750   0.3841   0.04984   0.03760  -0.0649   0.6886   1.0000
   3.000   0.3919   0.05085   0.03856  -0.0635   0.6824   1.0000
   3.250   0.4135   0.05162   0.03926  -0.0635   0.6780   1.0000
   3.500   0.4422   0.05230   0.03986  -0.0642   0.6751   1.0000
   3.750   0.4486   0.05339   0.04094  -0.0627   0.6681   1.0000
   4.000   0.4725   0.05415   0.04166  -0.0629   0.6639   1.0000
   4.250   0.4976   0.05491   0.04241  -0.0633   0.6603   1.0000
   4.500   0.5060   0.05602   0.04352  -0.0620   0.6530   1.0000
   4.750   0.5328   0.05674   0.04423  -0.0626   0.6494   1.0000
   5.000   0.5431   0.05787   0.04538  -0.0616   0.6425   1.0000
   5.250   0.5653   0.05870   0.04623  -0.0617   0.6376   1.0000
   5.500   0.5889   0.05950   0.04711  -0.0619   0.6332   1.0000
   5.750   0.5995   0.06067   0.04833  -0.0609   0.6257   1.0000
   6.000   0.6285   0.06128   0.04899  -0.0616   0.6220   1.0000
   6.250   0.6347   0.06264   0.05042  -0.0604   0.6135   1.0000
   6.500   0.6623   0.06326   0.05111  -0.0608   0.6092   1.0000
   6.750   0.6705   0.06460   0.05259  -0.0598   0.6007   1.0000
   7.000   0.6975   0.06519   0.05329  -0.0602   0.5960   1.0000
   7.250   0.7061   0.06655   0.05476  -0.0593   0.5873   1.0000
   7.500   0.7335   0.06708   0.05541  -0.0596   0.5825   1.0000
   7.750   0.7413   0.06852   0.05698  -0.0587   0.5732   1.0000
   8.000   0.7700   0.06892   0.05760  -0.0590   0.5686   1.0000
   8.250   0.7768   0.07045   0.05926  -0.0581   0.5586   1.0000
   8.500   0.8082   0.07061   0.05962  -0.0585   0.5543   1.0000
   8.750   0.8140   0.07221   0.06137  -0.0575   0.5435   1.0000
   9.000   0.8257   0.07349   0.06282  -0.0569   0.5340   1.0000
   9.250   0.8535   0.07368   0.06325  -0.0569   0.5282   1.0000
   9.500   0.8614   0.07521   0.06504  -0.0561   0.5172   1.0000
   9.750   0.8748   0.07635   0.06638  -0.0555   0.5075   1.0000
  10.000   0.9032   0.07625   0.06657  -0.0554   0.5009   1.0000
  11.000   0.9694   0.07905   0.07048  -0.0527   0.4598   1.0000
  11.250   0.9820   0.07996   0.07168  -0.0518   0.4470   1.0000
  11.500   1.0033   0.07929   0.07150  -0.0505   0.4331   1.0000
  11.750   1.0174   0.07882   0.07136  -0.0487   0.4132   1.0000
  12.000   1.0414   0.07307   0.06583  -0.0437   0.3460   1.0000
  12.250   1.0316   0.07354   0.06401  -0.0392   0.1261   1.0000
  12.500   1.0156   0.07859   0.06846  -0.0388   0.0718   1.0000
  12.750   1.0043   0.08339   0.07291  -0.0385   0.0486   1.0000
  13.000   0.9987   0.08759   0.07705  -0.0384   0.0391   1.0000
  13.250   0.9973   0.09134   0.08091  -0.0384   0.0337   1.0000
  13.500   0.9963   0.09505   0.08474  -0.0385   0.0304   1.0000
  13.750   0.9943   0.09885   0.08863  -0.0386   0.0281   1.0000
  14.000   0.9993   0.10166   0.09161  -0.0384   0.0265   1.0000
  14.250   1.0075   0.10396   0.09415  -0.0379   0.0249   1.0000
  14.500   1.0191   0.10571   0.09612  -0.0371   0.0234   1.0000
  14.750   1.0330   0.10720   0.09782  -0.0362   0.0218   1.0000
  15.000   1.0454   0.10899   0.09978  -0.0357   0.0202   1.0000
  15.250   1.0612   0.11034   0.10118  -0.0346   0.0184   1.0000
  15.500   1.0728   0.11282   0.10414  -0.0345   0.0177   1.0000
  15.750   1.0785   0.11626   0.10795  -0.0349   0.0171   1.0000
  16.000   1.0799   0.12043   0.11246  -0.0358   0.0167   1.0000
  16.250   1.0774   0.12525   0.11759  -0.0374   0.0164   1.0000
  16.500   1.0722   0.13061   0.12323  -0.0395   0.0164   1.0000
  16.750   1.0642   0.13661   0.12948  -0.0422   0.0164   1.0000
  17.000   1.0551   0.14299   0.13609  -0.0454   0.0164   1.0000
  17.250   1.0447   0.14997   0.14327  -0.0493   0.0165   1.0000
  17.500   1.0342   0.15732   0.15079  -0.0536   0.0167   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)