Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

WORTMANN FX 73-170 A (fx73170a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 73-170 A (fx73170a-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.83 at α=11.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx73170a-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx73170a-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 73-170 A                                     
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.750  -0.5404   0.13784   0.13327  -0.0114   1.0000   0.2232
  -6.500  -0.5189   0.13385   0.12924  -0.0091   1.0000   0.2340
  -6.250  -0.5634   0.13274   0.12827  -0.0075   1.0000   0.2392
  -6.000  -0.5441   0.12913   0.12463  -0.0054   1.0000   0.2516
  -5.750  -0.5864   0.12764   0.12325  -0.0032   1.0000   0.2551
  -5.500  -0.5719   0.12446   0.12006  -0.0008   1.0000   0.2675
  -5.250  -0.5831   0.12175   0.11740   0.0021   1.0000   0.2827
  -5.000  -0.5917   0.11904   0.11474   0.0043   1.0000   0.2965
  -4.750  -0.6358   0.11585   0.11157   0.0013   1.0000   0.3050
  -4.500  -0.6082   0.11379   0.10957   0.0092   1.0000   0.3324
  -4.250  -0.6130   0.11122   0.10705   0.0129   1.0000   0.3587
  -4.000  -0.6178   0.10901   0.10486   0.0160   1.0000   0.3827
  -3.750  -0.6335   0.10696   0.10286   0.0199   1.0000   0.4184
  -3.500  -0.4603   0.10682   0.10305   0.0177   0.9991   0.4710
  -3.250  -0.5809   0.10476   0.10068   0.0349   1.0000   0.5280
  -3.000  -0.4465   0.10377   0.09948   0.0335   1.0000   0.6882
  -1.500  -0.4160   0.06027   0.05128  -0.0304   0.9955   0.1243
  -1.250  -0.3873   0.05894   0.04945  -0.0309   0.9913   0.1236
  -1.000  -0.3565   0.05849   0.04857  -0.0317   0.9879   0.1220
  -0.750  -0.3294   0.05750   0.04717  -0.0317   0.9826   0.1217
  -0.500  -0.2975   0.05749   0.04674  -0.0323   0.9787   0.1232
  -0.250  -0.2725   0.05726   0.04611  -0.0320   0.9732   0.1284
   0.000  -0.2426   0.05720   0.04610  -0.0327   0.9689   0.1365
   0.250  -0.2107   0.05810   0.04687  -0.0333   0.9662   0.1482
   0.500  -0.1892   0.05762   0.04638  -0.0327   0.9599   0.1669
   0.750  -0.1595   0.05807   0.04696  -0.0334   0.9555   0.2086
   1.000  -0.1095   0.05666   0.04831  -0.0357   0.9546   1.0000
   1.250  -0.0888   0.05760   0.04878  -0.0358   0.9477   1.0000
   1.500  -0.0600   0.05936   0.05009  -0.0374   0.9403   1.0000
   1.750  -0.0407   0.06034   0.05077  -0.0375   0.9335   1.0000
   2.000  -0.0142   0.06195   0.05207  -0.0388   0.9259   1.0000
   2.250   0.0057   0.06317   0.05304  -0.0391   0.9195   1.0000
   2.500   0.0301   0.06459   0.05421  -0.0401   0.9114   1.0000
   2.750   0.0537   0.06646   0.05585  -0.0410   0.9065   1.0000
   3.000   0.0721   0.06723   0.05646  -0.0410   0.8971   1.0000
   3.250   0.1058   0.07045   0.05943  -0.0437   0.8930   1.0000
   3.500   0.1126   0.06994   0.05884  -0.0418   0.8829   1.0000
   3.750   0.1455   0.07300   0.06171  -0.0444   0.8783   1.0000
   4.000   0.1520   0.07278   0.06141  -0.0426   0.8690   1.0000
   4.250   0.1835   0.07561   0.06408  -0.0449   0.8636   1.0000
   4.500   0.1908   0.07579   0.06421  -0.0434   0.8550   1.0000
   4.750   0.2192   0.07825   0.06655  -0.0452   0.8491   1.0000
   5.000   0.2291   0.07901   0.06726  -0.0442   0.8418   1.0000
   5.250   0.2544   0.08112   0.06929  -0.0456   0.8345   1.0000
   5.500   0.2687   0.08260   0.07071  -0.0454   0.8286   1.0000
   5.750   0.2885   0.08418   0.07226  -0.0460   0.8200   1.0000
   6.000   0.3126   0.08692   0.07494  -0.0474   0.8155   1.0000
   6.250   0.3216   0.08737   0.07539  -0.0463   0.8056   1.0000
   6.500   0.3554   0.09121   0.07918  -0.0492   0.8012   1.0000
   6.750   0.3540   0.09077   0.07877  -0.0468   0.7914   1.0000
   7.000   0.3862   0.09437   0.08234  -0.0494   0.7862   1.0000
   7.250   0.3857   0.09438   0.08238  -0.0474   0.7771   1.0000
   7.500   0.4158   0.09767   0.08569  -0.0496   0.7711   1.0000
   7.750   0.4172   0.09816   0.08622  -0.0480   0.7626   1.0000
   8.000   0.4456   0.10130   0.08937  -0.0501   0.7560   1.0000
   8.250   0.4479   0.10210   0.09021  -0.0488   0.7476   1.0000
   8.500   0.4753   0.10524   0.09339  -0.0507   0.7407   1.0000
   8.750   0.4774   0.10616   0.09436  -0.0495   0.7324   1.0000
   9.000   0.5053   0.10947   0.09775  -0.0516   0.7253   1.0000
   9.250   0.5059   0.11033   0.09866  -0.0504   0.7164   1.0000
   9.500   0.5369   0.11417   0.10257  -0.0527   0.7096   1.0000
   9.750   0.5344   0.11469   0.10316  -0.0513   0.6998   1.0000
  10.000   0.5683   0.11923   0.10781  -0.0541   0.6939   1.0000
  10.250   0.5633   0.11929   0.10795  -0.0525   0.6833   1.0000
  10.500   0.5771   0.12201   0.11075  -0.0532   0.6765   1.0000
  10.750   0.5946   0.12442   0.11326  -0.0541   0.6664   1.0000
  11.000   0.5977   0.12613   0.11505  -0.0538   0.6579   1.0000
  11.250   0.6307   0.13054   0.11962  -0.0563   0.6497   1.0000
  11.500   0.6258   0.13102   0.12018  -0.0552   0.6388   1.0000
  11.750   0.6361   0.13369   0.12295  -0.0558   0.6312   1.0000
  12.000   0.6630   0.13729   0.12670  -0.0576   0.6206   1.0000
  12.250   0.6599   0.13836   0.12788  -0.0570   0.6099   1.0000
  12.500   0.6703   0.14112   0.13075  -0.0578   0.6014   1.0000
  12.750   0.6998   0.14526   0.13505  -0.0597   0.5907   1.0000
  13.000   0.6979   0.14628   0.13617  -0.0594   0.5788   1.0000
  13.250   0.7020   0.14859   0.13859  -0.0599   0.5694   1.0000
<< Back to WORTMANN FX 73-170 A (fx73170a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WORTMANN FX 73-170 A (fx73170a-il)