FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.95 at α=11.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx67k170-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx67k170-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.5019 0.13819 0.13352 -0.0138 1.0000 0.2447
-7.500 -0.4943 0.13507 0.13040 -0.0116 1.0000 0.2579
-7.250 -0.5287 0.13370 0.12916 -0.0107 1.0000 0.2615
-7.000 -0.5095 0.13015 0.12559 -0.0080 1.0000 0.2796
-6.750 -0.5328 0.12885 0.12437 -0.0059 1.0000 0.2903
-6.500 -0.5368 0.12637 0.12192 -0.0034 1.0000 0.3053
-6.250 -0.5425 0.12400 0.11960 -0.0008 1.0000 0.3203
-6.000 -0.5534 0.12184 0.11748 0.0022 1.0000 0.3358
-5.750 -0.5689 0.11985 0.11556 0.0056 1.0000 0.3515
-5.500 -0.5426 0.11648 0.11215 0.0079 1.0000 0.3775
-5.250 -0.5687 0.11498 0.11075 0.0124 1.0000 0.3966
-5.000 -0.5543 0.11234 0.10809 0.0153 1.0000 0.4254
-4.750 -0.5518 0.11022 0.10600 0.0192 1.0000 0.4561
-4.500 -0.5390 0.10782 0.10361 0.0228 1.0000 0.4936
-3.250 -0.5348 0.06311 0.05563 -0.0313 1.0000 0.1387
-3.000 -0.5086 0.05966 0.05143 -0.0316 1.0000 0.1241
-2.750 -0.4873 0.05701 0.04847 -0.0315 1.0000 0.1210
-2.500 -0.4642 0.05491 0.04591 -0.0313 1.0000 0.1197
-2.250 -0.4407 0.05314 0.04368 -0.0309 1.0000 0.1187
-2.000 -0.4168 0.05161 0.04172 -0.0304 1.0000 0.1172
-1.750 -0.3938 0.05055 0.04031 -0.0298 1.0000 0.1200
-1.500 -0.3706 0.04986 0.03920 -0.0291 1.0000 0.1242
-1.250 -0.3483 0.04905 0.03827 -0.0283 1.0000 0.1276
-1.000 -0.3267 0.04864 0.03780 -0.0274 1.0000 0.1359
-0.750 -0.3056 0.04844 0.03757 -0.0262 1.0000 0.1456
-0.500 -0.2836 0.04840 0.03742 -0.0253 1.0000 0.1571
-0.250 -0.2613 0.04832 0.03742 -0.0248 1.0000 0.1798
0.000 -0.2424 0.04649 0.03883 -0.0223 1.0000 0.6508
0.250 -0.2142 0.04682 0.03899 -0.0191 0.9955 1.0000
0.500 -0.1831 0.04840 0.04002 -0.0215 0.9880 1.0000
0.750 -0.1505 0.05050 0.04164 -0.0241 0.9821 1.0000
1.000 -0.1209 0.05193 0.04271 -0.0263 0.9721 1.0000
1.250 -0.0956 0.05315 0.04361 -0.0276 0.9628 1.0000
1.500 -0.0614 0.05562 0.04575 -0.0306 0.9560 1.0000
1.750 -0.0402 0.05631 0.04622 -0.0312 0.9450 1.0000
2.000 -0.0152 0.05791 0.04758 -0.0325 0.9376 1.0000
2.250 0.0135 0.05966 0.04910 -0.0344 0.9283 1.0000
2.500 0.0320 0.06054 0.04983 -0.0345 0.9187 1.0000
2.750 0.0655 0.06324 0.05230 -0.0373 0.9123 1.0000
3.000 0.0802 0.06363 0.05258 -0.0368 0.9015 1.0000
3.250 0.1041 0.06550 0.05431 -0.0379 0.8951 1.0000
3.500 0.1273 0.06693 0.05563 -0.0389 0.8854 1.0000
3.750 0.1434 0.06802 0.05661 -0.0388 0.8771 1.0000
4.000 0.1730 0.07042 0.05889 -0.0408 0.8700 1.0000
4.250 0.1849 0.07109 0.05951 -0.0401 0.8607 1.0000
4.500 0.2176 0.07412 0.06244 -0.0427 0.8550 1.0000
4.750 0.2257 0.07437 0.06266 -0.0414 0.8451 1.0000
5.000 0.2544 0.07726 0.06548 -0.0435 0.8400 1.0000
5.250 0.2656 0.07783 0.06604 -0.0427 0.8299 1.0000
5.500 0.2836 0.07972 0.06789 -0.0432 0.8238 1.0000
5.750 0.3041 0.08144 0.06959 -0.0440 0.8150 1.0000
6.000 0.3168 0.08289 0.07104 -0.0438 0.8081 1.0000
6.250 0.3413 0.08519 0.07334 -0.0452 0.8003 1.0000
6.500 0.3503 0.08637 0.07454 -0.0445 0.7926 1.0000
6.750 0.3775 0.08913 0.07731 -0.0464 0.7855 1.0000
7.000 0.3833 0.09006 0.07828 -0.0454 0.7774 1.0000
7.250 0.4120 0.09317 0.08140 -0.0475 0.7708 1.0000
7.500 0.4155 0.09393 0.08223 -0.0464 0.7621 1.0000
7.750 0.4463 0.09745 0.08579 -0.0487 0.7560 1.0000
8.000 0.4472 0.09798 0.08637 -0.0474 0.7466 1.0000
8.250 0.4808 0.10212 0.09056 -0.0501 0.7411 1.0000
8.500 0.4787 0.10225 0.09076 -0.0486 0.7310 1.0000
8.750 0.4986 0.10523 0.09384 -0.0498 0.7253 1.0000
9.000 0.5114 0.10689 0.09558 -0.0500 0.7151 1.0000
9.250 0.5193 0.10878 0.09754 -0.0500 0.7076 1.0000
9.500 0.5468 0.11214 0.10100 -0.0519 0.6993 1.0000
9.750 0.5475 0.11323 0.10221 -0.0512 0.6898 1.0000
10.000 0.5687 0.11656 0.10563 -0.0526 0.6833 1.0000
10.250 0.5815 0.11849 0.10767 -0.0531 0.6724 1.0000
10.500 0.5857 0.12031 0.10960 -0.0530 0.6636 1.0000
10.750 0.6103 0.12395 0.11336 -0.0547 0.6557 1.0000
11.000 0.6191 0.12572 0.11527 -0.0550 0.6445 1.0000
11.250 0.6238 0.12772 0.11738 -0.0551 0.6348 1.0000
11.500 0.6416 0.13094 0.12074 -0.0564 0.6266 1.0000
11.750 0.6644 0.13414 0.12409 -0.0578 0.6148 1.0000
12.000 0.6634 0.13556 0.12562 -0.0576 0.6039 1.0000
12.250 0.6715 0.13809 0.12829 -0.0583 0.5941 1.0000
12.500 0.6895 0.14140 0.13176 -0.0595 0.5845 1.0000
12.750 0.7101 0.14461 0.13513 -0.0608 0.5717 1.0000
13.000 0.7154 0.14653 0.13719 -0.0612 0.5597 1.0000
13.250 0.7198 0.14882 0.13959 -0.0618 0.5482 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il)