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=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
<< 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)