FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.78 at α=14.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx67k170-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx67k170-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 -0.0721 0.13228 0.12507 -0.1109 0.8745 0.1046
-12.500 -0.0719 0.13006 0.12285 -0.1126 0.8717 0.1081
-12.250 -0.0844 0.12886 0.12171 -0.1158 0.8691 0.1103
-12.000 -0.0736 0.12475 0.11762 -0.1161 0.8664 0.1119
-11.750 -0.0571 0.12136 0.11421 -0.1158 0.8635 0.1153
-11.500 -0.0520 0.11866 0.11152 -0.1166 0.8607 0.1177
-11.250 -0.0506 0.11611 0.10899 -0.1179 0.8580 0.1211
-11.000 -0.0724 0.11484 0.10781 -0.1214 0.8552 0.1252
-10.500 -0.0736 0.10024 0.09317 -0.1282 0.8490 0.0541
-10.250 -0.0690 0.09752 0.09046 -0.1282 0.8459 0.0534
-10.000 -0.0669 0.09441 0.08737 -0.1290 0.8433 0.0527
-9.750 -0.0666 0.09103 0.08399 -0.1303 0.8409 0.0519
-9.500 -0.0730 0.08826 0.08128 -0.1310 0.8370 0.0510
-9.250 -0.0828 0.08503 0.07810 -0.1321 0.8330 0.0501
-9.000 -0.0954 0.08156 0.07465 -0.1334 0.8293 0.0492
-8.750 -0.1128 0.07857 0.07165 -0.1336 0.8259 0.0483
-8.500 -0.1417 0.07787 0.07101 -0.1300 0.8202 0.0479
-8.250 -0.1679 0.07641 0.06953 -0.1267 0.8156 0.0474
-8.000 -0.1865 0.07409 0.06708 -0.1245 0.8123 0.0467
-7.750 -0.2182 0.07433 0.06736 -0.1182 0.8060 0.0464
-7.500 -0.2380 0.07254 0.06543 -0.1144 0.8019 0.0459
-7.250 -0.2477 0.06985 0.06247 -0.1121 0.7990 0.0452
-7.000 -0.2750 0.06958 0.06214 -0.1055 0.7930 0.0449
-6.750 -0.2883 0.06786 0.06018 -0.1013 0.7890 0.0444
-6.500 -0.2900 0.06528 0.05722 -0.0988 0.7862 0.0440
-6.250 -0.2812 0.06246 0.05395 -0.0976 0.7841 0.0438
-6.000 -0.3053 0.06225 0.05365 -0.0906 0.7781 0.0437
-5.750 -0.3007 0.06030 0.05137 -0.0882 0.7750 0.0438
-5.500 -0.2882 0.05823 0.04895 -0.0868 0.7727 0.0442
-5.250 -0.2695 0.05646 0.04692 -0.0864 0.7707 0.0462
-5.000 -0.2652 0.05543 0.04563 -0.0836 0.7672 0.0474
-4.750 -0.2589 0.05444 0.04435 -0.0809 0.7635 0.0495
-4.500 -0.2421 0.05307 0.04255 -0.0795 0.7609 0.0512
-4.250 -0.2202 0.05174 0.04080 -0.0786 0.7588 0.0527
-4.000 -0.1950 0.05051 0.03931 -0.0784 0.7569 0.0562
-3.750 -0.1690 0.04961 0.03828 -0.0782 0.7551 0.0604
-3.500 -0.1660 0.04945 0.03801 -0.0748 0.7509 0.0622
-3.250 -0.1493 0.04909 0.03743 -0.0731 0.7480 0.0659
-3.000 -0.1302 0.04865 0.03692 -0.0719 0.7457 0.0714
-2.750 -0.1079 0.04826 0.03637 -0.0711 0.7436 0.0771
-2.500 -0.0823 0.04782 0.03575 -0.0708 0.7417 0.0837
-2.250 -0.0744 0.04781 0.03568 -0.0685 0.7379 0.0928
-2.000 -0.0627 0.04768 0.03556 -0.0668 0.7347 0.1077
-1.750 -0.0456 0.04707 0.03527 -0.0660 0.7322 0.1558
-1.500 -0.0429 0.04498 0.03568 -0.0614 0.7300 0.6031
-1.250 0.0831 0.04803 0.03883 -0.0709 0.7299 0.9803
-1.000 0.1396 0.04869 0.03902 -0.0775 0.7281 0.9945
-0.750 0.1516 0.04917 0.03929 -0.0767 0.7247 1.0000
-0.500 0.1374 0.04947 0.03951 -0.0715 0.7203 1.0000
-0.250 0.1400 0.04967 0.03954 -0.0685 0.7168 1.0000
0.000 0.1514 0.04987 0.03952 -0.0666 0.7141 1.0000
0.250 0.1496 0.05016 0.03968 -0.0630 0.7105 1.0000
0.500 0.1431 0.05048 0.03988 -0.0589 0.7059 1.0000
0.750 0.1542 0.05085 0.04007 -0.0571 0.7025 1.0000
1.000 0.1742 0.05132 0.04033 -0.0567 0.6998 1.0000
1.250 0.1828 0.05194 0.04079 -0.0549 0.6960 1.0000
1.500 0.1913 0.05260 0.04132 -0.0534 0.6914 1.0000
1.750 0.2113 0.05325 0.04181 -0.0531 0.6881 1.0000
2.000 0.2369 0.05393 0.04232 -0.0536 0.6855 1.0000
2.250 0.2456 0.05476 0.04304 -0.0522 0.6807 1.0000
2.500 0.2610 0.05554 0.04371 -0.0516 0.6761 1.0000
2.750 0.2852 0.05629 0.04434 -0.0520 0.6729 1.0000
3.000 0.3128 0.05704 0.04496 -0.0527 0.6702 1.0000
3.250 0.3159 0.05802 0.04589 -0.0509 0.6635 1.0000
3.500 0.3386 0.05883 0.04662 -0.0511 0.6597 1.0000
3.750 0.3678 0.05958 0.04728 -0.0519 0.6569 1.0000
4.250 0.3946 0.06147 0.04909 -0.0506 0.6458 1.0000
4.500 0.4246 0.06221 0.04977 -0.0515 0.6429 1.0000
4.750 0.4279 0.06337 0.05093 -0.0499 0.6353 1.0000
5.000 0.4525 0.06418 0.05173 -0.0503 0.6311 1.0000
5.250 0.4729 0.06510 0.05262 -0.0503 0.6264 1.0000
5.500 0.4843 0.06619 0.05373 -0.0496 0.6197 1.0000
5.750 0.5121 0.06694 0.05448 -0.0502 0.6159 1.0000
6.000 0.5205 0.06816 0.05574 -0.0493 0.6086 1.0000
6.250 0.5428 0.06904 0.05664 -0.0495 0.6035 1.0000
6.750 0.5757 0.07114 0.05881 -0.0490 0.5911 1.0000
7.000 0.6050 0.07178 0.05951 -0.0497 0.5872 1.0000
7.250 0.6099 0.07324 0.06104 -0.0486 0.5784 1.0000
7.500 0.6369 0.07391 0.06177 -0.0491 0.5739 1.0000
7.750 0.6450 0.07531 0.06325 -0.0484 0.5655 1.0000
8.000 0.6696 0.07603 0.06407 -0.0487 0.5603 1.0000
8.250 0.6796 0.07740 0.06552 -0.0480 0.5519 1.0000
8.500 0.7027 0.07815 0.06637 -0.0482 0.5463 1.0000
8.750 0.7131 0.07952 0.06784 -0.0477 0.5377 1.0000
9.000 0.7364 0.08020 0.06866 -0.0478 0.5318 1.0000
9.250 0.7454 0.08169 0.07026 -0.0473 0.5227 1.0000
9.500 0.7704 0.08221 0.07092 -0.0475 0.5171 1.0000
9.750 0.7774 0.08384 0.07266 -0.0468 0.5071 1.0000
10.000 0.8057 0.08402 0.07303 -0.0471 0.5020 1.0000
10.250 0.8107 0.08583 0.07497 -0.0464 0.4911 1.0000
10.500 0.8361 0.08613 0.07543 -0.0465 0.4854 1.0000
10.750 0.8455 0.08762 0.07707 -0.0460 0.4751 1.0000
11.000 0.8542 0.08924 0.07885 -0.0456 0.4646 1.0000
11.250 0.8826 0.08905 0.07888 -0.0455 0.4590 1.0000
11.500 0.8879 0.09099 0.08098 -0.0450 0.4472 1.0000
11.750 0.8987 0.09243 0.08259 -0.0447 0.4368 1.0000
12.000 0.9265 0.09203 0.08242 -0.0444 0.4304 1.0000
12.250 0.9331 0.09389 0.08449 -0.0440 0.4183 1.0000
12.500 0.9438 0.09529 0.08608 -0.0436 0.4071 1.0000
12.750 0.9789 0.09339 0.08446 -0.0429 0.4006 1.0000
13.250 1.0085 0.09376 0.08527 -0.0412 0.3731 1.0000
13.500 1.0317 0.09219 0.08397 -0.0398 0.3581 1.0000
13.750 1.0445 0.09213 0.08409 -0.0386 0.3376 1.0000
14.000 1.0629 0.09135 0.08348 -0.0374 0.3153 1.0000
14.250 1.0740 0.09230 0.08459 -0.0368 0.2936 1.0000
14.500 1.0904 0.09255 0.08499 -0.0360 0.2716 1.0000
14.750 1.1020 0.09353 0.08606 -0.0353 0.2443 1.0000
15.000 1.1100 0.09493 0.08734 -0.0346 0.2103 1.0000
15.250 1.1098 0.09771 0.08989 -0.0343 0.1761 1.0000
15.500 1.1064 0.10115 0.09309 -0.0342 0.1490 1.0000
15.750 1.1034 0.10466 0.09635 -0.0344 0.1304 1.0000
16.000 1.1030 0.10793 0.09952 -0.0345 0.1164 1.0000
16.250 1.1048 0.11095 0.10250 -0.0347 0.1053 1.0000
16.500 1.1075 0.11392 0.10551 -0.0351 0.0952 1.0000
16.750 1.1106 0.11685 0.10846 -0.0355 0.0865 1.0000
17.000 1.1132 0.11973 0.11125 -0.0360 0.0789 1.0000
17.250 1.1155 0.12300 0.11472 -0.0367 0.0709 1.0000
17.500 1.1175 0.12618 0.11796 -0.0375 0.0639 1.0000
17.750 1.1188 0.12947 0.12132 -0.0386 0.0574 1.0000
18.000 1.1188 0.13325 0.12528 -0.0398 0.0514 1.0000
18.250 1.1197 0.13658 0.12858 -0.0411 0.0463 1.0000
18.500 1.1202 0.14046 0.13269 -0.0425 0.0422 1.0000
18.750 1.1201 0.14437 0.13678 -0.0442 0.0387 1.0000
19.000 1.1260 0.14675 0.13905 -0.0450 0.0356 1.0000
19.250 1.1209 0.15217 0.14486 -0.0475 0.0341 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 67-K-170/17 AIRFOIL (fx67k170-il)