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=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
<< 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)