FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 36.58 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx67k170-il-200000.txt Download as CSV file: xf-fx67k170-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.0679 0.11165 0.10749 -0.1070 0.8077 0.0385
-11.500 -0.0664 0.10848 0.10434 -0.1089 0.8056 0.0402
-11.250 -0.0723 0.10509 0.10099 -0.1124 0.8035 0.0417
-11.000 -0.0790 0.10159 0.09753 -0.1160 0.8017 0.0422
-10.750 -0.0811 0.09799 0.09394 -0.1185 0.8001 0.0423
-10.500 -0.0771 0.09308 0.08904 -0.1178 0.7989 0.0435
-10.250 -0.0651 0.09099 0.08697 -0.1172 0.7970 0.0445
-10.000 -0.0571 0.08864 0.08465 -0.1177 0.7945 0.0459
-9.750 -0.0542 0.08581 0.08185 -0.1189 0.7920 0.0476
-9.500 -0.0550 0.08253 0.07859 -0.1206 0.7896 0.0492
-9.250 -0.0599 0.07866 0.07476 -0.1230 0.7876 0.0507
-9.000 -0.0704 0.07385 0.06997 -0.1270 0.7857 0.0517
-8.750 -0.0950 0.06879 0.06487 -0.1315 0.7832 0.0525
-8.500 -0.1149 0.06627 0.06236 -0.1318 0.7790 0.0527
-8.250 -0.1454 0.06511 0.06098 -0.1296 0.7751 0.0537
-8.000 -0.1638 0.06467 0.06020 -0.1267 0.7725 0.0543
-7.750 -0.1682 0.05836 0.05388 -0.1263 0.7710 0.0556
-7.500 -0.1521 0.05573 0.05135 -0.1260 0.7699 0.0576
-7.250 -0.1492 0.05460 0.05025 -0.1252 0.7650 0.0594
-7.000 -0.1476 0.05338 0.04884 -0.1234 0.7615 0.0648
-6.750 -0.1546 0.05086 0.04588 -0.1207 0.7587 0.0694
-6.500 -0.1367 0.04867 0.04380 -0.1203 0.7573 0.0732
-5.500 -0.1083 0.03799 0.03129 -0.1089 0.7442 0.0447
-5.250 -0.0834 0.03545 0.02842 -0.1077 0.7429 0.0389
-5.000 -0.0580 0.03320 0.02580 -0.1067 0.7419 0.0374
-4.750 -0.0308 0.03171 0.02404 -0.1062 0.7411 0.0382
-3.750 -0.0353 0.03433 0.02633 -0.0916 0.7196 0.0424
-3.500 -0.0179 0.03297 0.02499 -0.0901 0.7173 0.0448
-3.250 0.0094 0.03240 0.02442 -0.0901 0.7158 0.0502
-3.000 0.0407 0.03173 0.02368 -0.0905 0.7147 0.0553
-2.750 0.0041 0.03391 0.02584 -0.0820 0.7070 0.0543
-2.500 0.0168 0.03368 0.02565 -0.0803 0.7039 0.0591
-2.250 0.0423 0.03339 0.02531 -0.0800 0.7021 0.0644
-2.000 0.0731 0.03288 0.02477 -0.0805 0.7008 0.0749
-1.750 0.0996 0.03152 0.02423 -0.0808 0.6999 0.2589
-1.500 0.0727 0.03348 0.02639 -0.0746 0.6927 0.3074
-1.250 0.0698 0.03250 0.02720 -0.0687 0.6895 0.7346
-1.000 0.0876 0.03292 0.02760 -0.0660 0.6877 0.8027
-0.750 0.1074 0.03321 0.02785 -0.0635 0.6864 0.8390
-0.500 0.1185 0.03333 0.02801 -0.0584 0.6853 0.8814
-0.250 0.1283 0.03320 0.02790 -0.0527 0.6845 0.9191
0.000 0.0934 0.03532 0.03011 -0.0463 0.6745 0.9322
0.250 0.1399 0.03574 0.03045 -0.0494 0.6733 0.9629
0.500 0.2093 0.03639 0.03094 -0.0573 0.6725 0.9772
0.750 0.2748 0.03685 0.03125 -0.0645 0.6718 0.9843
1.000 0.3240 0.03698 0.03126 -0.0686 0.6711 0.9874
1.250 0.3721 0.03702 0.03121 -0.0724 0.6705 0.9908
1.500 0.3388 0.03954 0.03377 -0.0676 0.6597 1.0000
1.750 0.3589 0.03931 0.03346 -0.0664 0.6582 1.0000
2.000 0.3247 0.04069 0.03484 -0.0592 0.6495 1.0000
2.250 0.3461 0.04099 0.03507 -0.0589 0.6468 1.0000
2.500 0.3763 0.04106 0.03507 -0.0595 0.6450 1.0000
2.750 0.4102 0.04103 0.03497 -0.0606 0.6438 1.0000
3.000 0.4451 0.04101 0.03490 -0.0617 0.6430 1.0000
3.250 0.4292 0.04309 0.03697 -0.0584 0.6323 1.0000
3.500 0.4621 0.04311 0.03695 -0.0593 0.6307 1.0000
3.750 0.4977 0.04301 0.03680 -0.0605 0.6296 1.0000
4.000 0.5336 0.04292 0.03668 -0.0617 0.6288 1.0000
4.250 0.5192 0.04516 0.03893 -0.0586 0.6176 1.0000
4.500 0.5538 0.04503 0.03877 -0.0597 0.6163 1.0000
4.750 0.5765 0.04555 0.03929 -0.0597 0.6127 1.0000
5.000 0.6256 0.04465 0.03838 -0.0619 0.6145 1.0000
5.250 0.6137 0.04683 0.04057 -0.0590 0.6028 1.0000
5.500 0.6488 0.04656 0.04030 -0.0600 0.6017 1.0000
5.750 0.6845 0.04628 0.04003 -0.0610 0.6008 1.0000
6.000 0.6760 0.04840 0.04218 -0.0584 0.5893 1.0000
6.250 0.7102 0.04810 0.04190 -0.0593 0.5880 1.0000
6.500 0.7461 0.04766 0.04147 -0.0602 0.5871 1.0000
6.750 0.7838 0.04699 0.04085 -0.0612 0.5862 1.0000
7.000 0.7775 0.04900 0.04289 -0.0588 0.5743 1.0000
7.250 0.7815 0.05049 0.04442 -0.0573 0.5649 1.0000
7.500 0.8226 0.04898 0.04294 -0.0581 0.5623 1.0000
7.750 0.8668 0.04717 0.04121 -0.0591 0.5609 1.0000
8.000 0.9073 0.04582 0.03991 -0.0601 0.5599 1.0000
8.250 0.9462 0.04460 0.03879 -0.0609 0.5591 1.0000
8.500 0.9845 0.04342 0.03768 -0.0617 0.5584 1.0000
8.750 1.0261 0.04179 0.03615 -0.0627 0.5580 1.0000
9.250 1.0465 0.04339 0.03791 -0.0600 0.5410 1.0000
9.500 1.0961 0.04072 0.03536 -0.0613 0.5419 1.0000
9.750 1.1520 0.03745 0.03223 -0.0631 0.5427 1.0000
10.000 1.1611 0.03806 0.03293 -0.0614 0.5321 1.0000
10.250 1.2179 0.03480 0.02980 -0.0633 0.5303 1.0000
10.500 1.2275 0.03529 0.03036 -0.0616 0.5170 1.0000
10.750 1.2441 0.03531 0.03045 -0.0605 0.5026 1.0000
11.000 1.2617 0.03551 0.03074 -0.0596 0.4883 1.0000
11.250 1.2808 0.03562 0.03089 -0.0588 0.4707 1.0000
11.500 1.3005 0.03555 0.03076 -0.0579 0.4424 1.0000
11.750 1.3144 0.03596 0.03101 -0.0565 0.4064 1.0000
12.000 1.3131 0.03759 0.03231 -0.0540 0.3611 1.0000
12.250 1.3034 0.04020 0.03466 -0.0513 0.3213 1.0000
12.500 1.2893 0.04338 0.03759 -0.0487 0.2806 1.0000
12.750 1.2725 0.04703 0.04096 -0.0462 0.2382 1.0000
13.000 1.2555 0.05092 0.04458 -0.0440 0.1950 1.0000
13.250 1.2383 0.05502 0.04835 -0.0421 0.1497 1.0000
13.500 1.2232 0.05907 0.05209 -0.0406 0.1097 1.0000
13.750 1.2159 0.06250 0.05533 -0.0395 0.0870 1.0000
14.000 1.2140 0.06545 0.05821 -0.0388 0.0741 1.0000
14.250 1.2141 0.06826 0.06099 -0.0383 0.0652 1.0000
14.500 1.2158 0.07094 0.06369 -0.0379 0.0587 1.0000
14.750 1.2184 0.07358 0.06640 -0.0376 0.0536 1.0000
15.000 1.2212 0.07625 0.06913 -0.0374 0.0484 1.0000
15.250 1.2213 0.07930 0.07224 -0.0371 0.0423 1.0000
15.500 1.2142 0.08328 0.07623 -0.0369 0.0343 1.0000
15.750 1.2047 0.08763 0.08059 -0.0367 0.0279 1.0000
16.000 1.2041 0.09095 0.08402 -0.0365 0.0230 1.0000
16.250 1.2042 0.09421 0.08733 -0.0367 0.0207 1.0000
16.500 1.2065 0.09712 0.09032 -0.0367 0.0188 1.0000
16.750 1.2112 0.09988 0.09318 -0.0371 0.0170 1.0000
17.000 1.2148 0.10277 0.09612 -0.0377 0.0159 1.0000
17.250 1.2161 0.10583 0.09920 -0.0380 0.0147 1.0000
17.500 1.2221 0.10824 0.10174 -0.0381 0.0140 1.0000
17.750 1.2291 0.11045 0.10406 -0.0381 0.0135 1.0000
18.000 1.2358 0.11277 0.10649 -0.0383 0.0129 1.0000
18.250 1.2432 0.11492 0.10875 -0.0384 0.0126 1.0000
18.500 1.2485 0.11747 0.11141 -0.0388 0.0121 1.0000
18.750 1.2537 0.12004 0.11409 -0.0393 0.0118 1.0000
19.000 1.2586 0.12266 0.11685 -0.0398 0.0116 1.0000
19.250 1.2626 0.12543 0.11977 -0.0403 0.0114 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il)