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-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 20.14 at α=13.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx67k170-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-fx67k170-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 67-K-170/17 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.000  -0.0351   0.12686   0.12180  -0.1229   0.9030   0.0751
 -12.750  -0.0357   0.12477   0.11972  -0.1249   0.9004   0.0794
 -12.500  -0.0425   0.12321   0.11818  -0.1278   0.8980   0.0808
 -12.250  -0.0540   0.12190   0.11694  -0.1313   0.8955   0.0814
 -12.000  -0.0185   0.11616   0.11114  -0.1281   0.8935   0.0869
 -11.750  -0.0133   0.11378   0.10878  -0.1291   0.8907   0.0899
 -11.500  -0.0187   0.11184   0.10688  -0.1314   0.8878   0.0942
 -11.250  -0.0406   0.11075   0.10586  -0.1355   0.8848   0.0957
 -11.000  -0.0123   0.10586   0.10092  -0.1330   0.8831   0.0992
 -10.750  -0.0033   0.10368   0.09874  -0.1331   0.8807   0.1034
 -10.500  -0.0099   0.10177   0.09690  -0.1348   0.8779   0.1082
 -10.250  -0.0382   0.10071   0.09594  -0.1386   0.8742   0.1102
 -10.000  -0.0120   0.09669   0.09188  -0.1361   0.8723   0.1139
  -9.750  -0.0038   0.09454   0.08971  -0.1358   0.8699   0.1195
  -9.500  -0.0270   0.09331   0.08858  -0.1376   0.8667   0.1240
  -9.250  -0.0646   0.09300   0.08842  -0.1377   0.8624   0.1248
  -9.000  -0.1006   0.09217   0.08767  -0.1370   0.8581   0.1250
  -8.750  -0.1391   0.09179   0.08731  -0.1344   0.8550   0.1252
  -8.500  -0.1677   0.09361   0.08927  -0.1254   0.8522   0.1249
  -8.250  -0.1973   0.09569   0.09149  -0.1140   0.8491   0.1244
  -8.000  -0.2281   0.09705   0.09297  -0.1048   0.8485   0.1239
  -7.750  -0.2553   0.09778   0.09379  -0.0975   0.8496   0.1231
  -7.500  -0.2885   0.09791   0.09398  -0.0915   0.8518   0.1223
  -7.250  -0.5106   0.11526   0.11192  -0.0481   0.9595   0.0949
  -7.000  -0.5433   0.11042   0.10684  -0.0543   0.9461   0.0958
  -6.750  -0.4975   0.10831   0.10498  -0.0479   0.9451   0.1020
  -6.500  -0.5054   0.10439   0.10099  -0.0501   0.9359   0.1056
  -6.250  -0.5326   0.09927   0.09532  -0.0583   0.9249   0.1104
  -6.000  -0.5201   0.09487   0.09124  -0.0549   0.9180   0.1136
  -5.750  -0.5057   0.09218   0.08846  -0.0562   0.9134   0.1214
  -5.500  -0.5138   0.08773   0.08381  -0.0565   0.9040   0.1279
  -5.250  -0.5000   0.08443   0.08018  -0.0595   0.8988   0.1415
  -5.000  -0.4948   0.08186   0.07777  -0.0565   0.8920   0.1449
  -4.750  -0.4810   0.07878   0.07452  -0.0576   0.8862   0.1591
  -4.500  -0.4595   0.07654   0.07218  -0.0590   0.8836   0.1760
  -3.750  -0.3741   0.06050   0.05332  -0.0621   0.8699   0.0830
  -3.500  -0.3630   0.05799   0.05073  -0.0599   0.8637   0.0762
  -3.250  -0.3351   0.05555   0.04769  -0.0596   0.8590   0.0719
  -3.000  -0.2997   0.05505   0.04644  -0.0598   0.8563   0.0671
  -2.750  -0.2654   0.05397   0.04504  -0.0609   0.8549   0.0663
  -2.500  -0.2621   0.05232   0.04322  -0.0573   0.8466   0.0664
  -2.250  -0.2320   0.05141   0.04216  -0.0579   0.8433   0.0705
  -2.000  -0.1983   0.05156   0.04223  -0.0591   0.8413   0.0754
  -1.750  -0.1938   0.05073   0.04132  -0.0559   0.8347   0.0785
  -1.500  -0.1686   0.05045   0.04104  -0.0557   0.8305   0.0846
  -1.250  -0.1377   0.05084   0.04147  -0.0566   0.8279   0.0931
  -1.000  -0.1261   0.05065   0.04131  -0.0548   0.8239   0.1021
  -0.750  -0.1084   0.05042   0.04108  -0.0536   0.8176   0.1148
  -0.500  -0.0916   0.04842   0.04153  -0.0523   0.8155   0.5812
  -0.250  -0.0975   0.04925   0.04321  -0.0409   0.8130   0.8912
   0.000  -0.0270   0.05091   0.04470  -0.0504   0.8089   1.0000
   0.250  -0.0171   0.05104   0.04463  -0.0485   0.8025   1.0000
   0.500   0.0109   0.05240   0.04573  -0.0495   0.7994   1.0000
   0.750   0.0085   0.05216   0.04538  -0.0462   0.7928   1.0000
   1.000   0.0314   0.05302   0.04605  -0.0466   0.7878   1.0000
   1.250   0.0642   0.05472   0.04753  -0.0484   0.7851   1.0000
   1.500   0.0643   0.05465   0.04737  -0.0458   0.7783   1.0000
   1.750   0.0896   0.05571   0.04828  -0.0466   0.7733   1.0000
   2.000   0.1243   0.05761   0.05000  -0.0487   0.7707   1.0000
   2.250   0.1230   0.05758   0.04991  -0.0461   0.7636   1.0000
   2.500   0.1499   0.05879   0.05100  -0.0471   0.7586   1.0000
   2.750   0.1866   0.06095   0.05302  -0.0495   0.7560   1.0000
   3.000   0.1819   0.06079   0.05283  -0.0465   0.7480   1.0000
   3.250   0.2116   0.06225   0.05418  -0.0479   0.7434   1.0000
   3.500   0.2508   0.06478   0.05661  -0.0506   0.7412   1.0000
   3.750   0.2418   0.06429   0.05610  -0.0472   0.7317   1.0000
   4.000   0.2763   0.06617   0.05790  -0.0492   0.7280   1.0000
   4.250   0.2771   0.06679   0.05850  -0.0473   0.7207   1.0000
   4.500   0.3056   0.06820   0.05986  -0.0485   0.7151   1.0000
   4.750   0.3464   0.07085   0.06245  -0.0512   0.7126   1.0000
   5.000   0.3375   0.07063   0.06224  -0.0482   0.7023   1.0000
   5.250   0.3773   0.07289   0.06446  -0.0507   0.6990   1.0000
   5.500   0.3725   0.07324   0.06482  -0.0484   0.6890   1.0000
   5.750   0.4128   0.07534   0.06690  -0.0508   0.6850   1.0000
   6.000   0.4097   0.07592   0.06750  -0.0488   0.6748   1.0000
   6.250   0.4550   0.07809   0.06965  -0.0515   0.6706   1.0000
   6.500   0.4510   0.07859   0.07018  -0.0495   0.6595   1.0000
   6.750   0.4633   0.08006   0.07168  -0.0492   0.6516   1.0000
   7.000   0.5110   0.08114   0.07276  -0.0514   0.6421   1.0000
   7.250   0.5462   0.07810   0.06968  -0.0501   0.6065   1.0000
   7.500   0.6015   0.07789   0.06952  -0.0523   0.6005   1.0000
   7.750   0.6039   0.07901   0.07068  -0.0510   0.5887   1.0000
   8.000   0.6170   0.08004   0.07175  -0.0505   0.5780   1.0000
   8.250   0.6602   0.07999   0.07178  -0.0519   0.5731   1.0000
   8.500   0.6644   0.08143   0.07327  -0.0509   0.5617   1.0000
   8.750   0.7127   0.08104   0.07296  -0.0525   0.5582   1.0000
   9.000   0.7139   0.08260   0.07458  -0.0513   0.5461   1.0000
   9.250   0.7238   0.08396   0.07604  -0.0508   0.5357   1.0000
   9.500   0.7635   0.08361   0.07579  -0.0516   0.5310   1.0000
   9.750   0.7697   0.08517   0.07743  -0.0509   0.5197   1.0000
  10.000   0.8137   0.08420   0.07660  -0.0517   0.5161   1.0000
  10.250   0.8191   0.08579   0.07828  -0.0509   0.5040   1.0000
  10.500   0.8351   0.08643   0.07903  -0.0505   0.4932   1.0000
  10.750   0.8915   0.08270   0.07548  -0.0506   0.4881   1.0000
  11.000   0.9024   0.08362   0.07651  -0.0498   0.4760   1.0000
  11.250   0.9447   0.08109   0.07415  -0.0495   0.4703   1.0000
  11.500   0.9642   0.08113   0.07434  -0.0490   0.4607   1.0000
  11.750   0.9803   0.08139   0.07476  -0.0482   0.4495   1.0000
  12.000   1.0340   0.07681   0.07042  -0.0477   0.4459   1.0000
  12.250   1.0918   0.07115   0.06502  -0.0470   0.4429   1.0000
  12.500   1.1217   0.06852   0.06261  -0.0457   0.4312   1.0000
  12.750   1.1480   0.06693   0.06122  -0.0447   0.4190   1.0000
  13.000   1.1823   0.06444   0.05893  -0.0438   0.4053   1.0000
  13.250   1.2241   0.06114   0.05579  -0.0429   0.3850   1.0000
  13.500   1.2376   0.06146   0.05616  -0.0416   0.3527   1.0000
  13.750   1.2416   0.06276   0.05725  -0.0399   0.3028   1.0000
  14.000   1.2280   0.06623   0.06019  -0.0379   0.2384   1.0000
  14.250   1.2063   0.07105   0.06443  -0.0362   0.1832   1.0000
  14.500   1.1918   0.07535   0.06828  -0.0350   0.1471   1.0000
  14.750   1.1887   0.07844   0.07112  -0.0341   0.1262   1.0000
  15.000   1.1899   0.08112   0.07367  -0.0335   0.1109   1.0000
  15.250   1.1905   0.08401   0.07649  -0.0332   0.0978   1.0000
  15.500   1.1891   0.08725   0.07970  -0.0332   0.0857   1.0000
  15.750   1.1887   0.09039   0.08281  -0.0332   0.0748   1.0000
  16.000   1.1915   0.09300   0.08538  -0.0327   0.0639   1.0000
  16.250   1.1966   0.09530   0.08760  -0.0319   0.0520   1.0000
  16.500   1.2071   0.09696   0.08920  -0.0308   0.0424   1.0000
  16.750   1.2364   0.09658   0.08863  -0.0291   0.0355   1.0000
  17.000   1.2470   0.09897   0.09136  -0.0286   0.0337   1.0000
  17.250   1.2577   0.10156   0.09423  -0.0282   0.0318   1.0000
  17.500   1.2654   0.10450   0.09741  -0.0280   0.0307   1.0000
  17.750   1.2689   0.10798   0.10114  -0.0282   0.0300   1.0000
  18.000   1.2663   0.11213   0.10554  -0.0287   0.0295   1.0000
  18.250   1.2602   0.11675   0.11042  -0.0296   0.0293   1.0000
  18.500   1.2510   0.12172   0.11564  -0.0309   0.0290   1.0000
  18.750   1.2397   0.12700   0.12116  -0.0326   0.0288   1.0000
  19.000   1.2231   0.13331   0.12775  -0.0350   0.0290   1.0000
  19.250   1.1955   0.14167   0.13647  -0.0389   0.0296   1.0000
<< Back to FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il)