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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il)