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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 67-K-150/17 AIRFOIL (fx67k150-il)