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

NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 23.81 at α=7.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n66021-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-n66021-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 66-021 AIRFOIL                             
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -16.250  -0.4687   0.15990   0.15498  -0.0548   1.0000   0.1563
 -16.000  -0.5637   0.10226   0.09737  -0.0849   0.9871   0.0770
 -15.750  -0.5704   0.09724   0.09228  -0.0869   0.9857   0.0760
 -15.500  -0.6052   0.09024   0.08511  -0.0892   0.9847   0.0748
 -15.250  -0.6448   0.08326   0.07792  -0.0907   0.9836   0.0738
 -15.000  -0.6822   0.07683   0.07122  -0.0912   0.9824   0.0728
 -14.750  -0.7194   0.07134   0.06546  -0.0901   0.9800   0.0719
 -14.500  -0.9465   0.07249   0.06549  -0.0734   0.9852   0.0681
 -14.250  -0.9541   0.06944   0.06210  -0.0727   0.9823   0.0678
 -14.000  -0.9575   0.06628   0.05870  -0.0715   0.9782   0.0677
 -13.750  -0.9562   0.06326   0.05540  -0.0707   0.9751   0.0676
 -13.500  -0.9481   0.06024   0.05208  -0.0705   0.9727   0.0674
 -13.250  -0.9389   0.05763   0.04918  -0.0698   0.9701   0.0674
 -13.000  -0.9338   0.05564   0.04692  -0.0679   0.9666   0.0674
 -12.750  -0.9212   0.05359   0.04458  -0.0671   0.9639   0.0676
 -12.500  -0.8728   0.05057   0.04138  -0.0707   0.9629   0.0688
 -12.250  -0.8227   0.04866   0.03941  -0.0743   0.9618   0.0709
 -12.000  -0.7851   0.04732   0.03797  -0.0765   0.9606   0.0741
 -11.750  -0.7526   0.04609   0.03644  -0.0781   0.9593   0.0770
 -11.500  -0.6903   0.04530   0.03591  -0.0818   0.9584   0.0816
 -11.250  -0.6743   0.04505   0.03561  -0.0800   0.9555   0.0855
 -11.000  -0.6438   0.04469   0.03536  -0.0802   0.9536   0.0911
 -10.750  -0.6209   0.04424   0.03494  -0.0799   0.9515   0.0981
 -10.500  -0.5986   0.04362   0.03449  -0.0798   0.9497   0.1064
 -10.250  -0.5832   0.04278   0.03377  -0.0792   0.9480   0.1186
 -10.000  -0.5752   0.04170   0.03289  -0.0776   0.9466   0.1411
  -9.750  -0.5986   0.04169   0.03301  -0.0701   0.9440   0.1496
  -9.500  -0.6207   0.04106   0.03269  -0.0633   0.9425   0.1760
  -9.250  -0.6484   0.04007   0.03218  -0.0559   0.9416   0.2257
  -9.000  -0.6777   0.03915   0.03175  -0.0481   0.9416   0.2858
  -8.750  -0.7051   0.03829   0.03145  -0.0403   0.9411   0.3602
  -8.500  -0.6663   0.04197   0.03614  -0.0372   0.9405   0.5152
  -8.250  -0.6551   0.04390   0.03804  -0.0329   0.9413   0.5446
  -8.000  -0.6477   0.04564   0.03972  -0.0284   0.9426   0.5638
  -7.750  -0.6400   0.04735   0.04134  -0.0242   0.9445   0.5800
  -7.500  -0.8939   0.03753   0.02987   0.0147   1.0000   0.2654
  -7.250  -0.9243   0.03542   0.02854   0.0228   1.0000   0.3652
  -5.750  -0.7088   0.05756   0.05134   0.0346   1.0000   0.6822
  -5.500  -0.6382   0.06165   0.05525   0.0308   1.0000   0.6926
  -5.250  -0.6249   0.06208   0.05558   0.0329   1.0000   0.7058
  -5.000  -0.6218   0.06225   0.05566   0.0364   1.0000   0.7207
  -4.750  -0.5676   0.06364   0.05691   0.0327   1.0000   0.7257
  -4.500  -0.5601   0.06379   0.05698   0.0353   1.0000   0.7400
  -4.250  -0.5172   0.06466   0.05774   0.0329   1.0000   0.7477
  -4.000  -0.5006   0.06488   0.05788   0.0341   1.0000   0.7605
  -3.750  -0.4979   0.06500   0.05793   0.0374   1.0000   0.7758
  -3.500  -0.4460   0.06564   0.05849   0.0332   1.0000   0.7833
  -3.250  -0.4225   0.06606   0.05884   0.0334   1.0000   0.7986
  -3.000  -0.3879   0.06682   0.05955   0.0321   1.0000   0.8170
  -2.750  -0.3165   0.06979   0.06247   0.0265   1.0000   0.8683
  -2.250  -0.2536   0.06881   0.06139   0.0219   1.0000   0.8922
  -2.000  -0.2367   0.06866   0.06120   0.0221   1.0000   0.9055
  -1.750  -0.2198   0.06874   0.06123   0.0222   1.0000   0.9193
  -1.500  -0.2002   0.06897   0.06142   0.0217   1.0000   0.9328
  -1.250  -0.1653   0.06809   0.06052   0.0181   1.0000   0.9409
  -1.000  -0.1409   0.06801   0.06041   0.0165   1.0000   0.9524
  -0.750  -0.1128   0.06808   0.06045   0.0140   1.0000   0.9649
  -0.500  -0.0774   0.06845   0.06079   0.0100   1.0000   0.9794
   0.000   0.0000   0.07015   0.06241   0.0000   1.0000   1.0000
   0.500   0.0772   0.06846   0.06080  -0.0099   0.9796   1.0000
   0.750   0.1122   0.06807   0.06044  -0.0139   0.9651   1.0000
   1.000   0.1407   0.06800   0.06040  -0.0164   0.9525   1.0000
   1.250   0.1653   0.06806   0.06049  -0.0181   0.9409   1.0000
   1.500   0.2002   0.06895   0.06140  -0.0217   0.9328   1.0000
   1.750   0.2191   0.06869   0.06118  -0.0220   0.9194   1.0000
   2.000   0.2362   0.06863   0.06117  -0.0220   0.9057   1.0000
   2.250   0.2526   0.06880   0.06138  -0.0218   0.8927   1.0000
   2.500   0.2982   0.07012   0.06275  -0.0268   0.8849   1.0000
   2.750   0.3164   0.06974   0.06242  -0.0265   0.8684   1.0000
   3.000   0.3888   0.06676   0.05948  -0.0322   0.8169   1.0000
   3.250   0.4238   0.06598   0.05876  -0.0336   0.7984   1.0000
   3.500   0.4456   0.06563   0.05847  -0.0332   0.7835   1.0000
   3.750   0.4977   0.06496   0.05789  -0.0374   0.7758   1.0000
   4.000   0.5014   0.06480   0.05779  -0.0342   0.7605   1.0000
   4.250   0.5172   0.06464   0.05771  -0.0329   0.7479   1.0000
   4.500   0.5597   0.06376   0.05695  -0.0353   0.7400   1.0000
   4.750   0.5667   0.06364   0.05691  -0.0326   0.7259   1.0000
   5.000   0.6217   0.06221   0.05562  -0.0364   0.7207   1.0000
   5.250   0.6247   0.06205   0.05554  -0.0329   0.7058   1.0000
   5.500   0.6383   0.06161   0.05522  -0.0309   0.6928   1.0000
   5.750   0.7136   0.05722   0.05101  -0.0351   0.6825   1.0000
   6.000   0.7851   0.05049   0.04444  -0.0367   0.6605   1.0000
   6.250   0.8611   0.04504   0.03922  -0.0406   0.6519   1.0000
   6.500   0.8692   0.04371   0.03801  -0.0365   0.6354   1.0000
   6.750   0.8408   0.04504   0.03940  -0.0287   0.6131   1.0000
   7.000   0.8467   0.04390   0.03839  -0.0244   0.5911   1.0000
   7.250   0.8514   0.04287   0.03745  -0.0200   0.5604   1.0000
   7.500   0.8924   0.03748   0.02983  -0.0144   0.2684   0.9996
   7.750   0.6400   0.04729   0.04128   0.0242   0.5800   0.9444
   8.000   0.6474   0.04560   0.03968   0.0285   0.5639   0.9426
   8.250   0.6539   0.04394   0.03809   0.0330   0.5452   0.9412
   8.500   0.6659   0.04195   0.03612   0.0372   0.5162   0.9404
   8.750   0.7053   0.03823   0.03140   0.0403   0.3617   0.9411
   9.000   0.6770   0.03911   0.03170   0.0482   0.2853   0.9415
   9.250   0.6466   0.04007   0.03215   0.0562   0.2230   0.9416
   9.500   0.6204   0.04098   0.03261   0.0633   0.1764   0.9425
   9.750   0.5986   0.04157   0.03291   0.0701   0.1509   0.9441
  10.000   0.5746   0.04166   0.03283   0.0777   0.1406   0.9467
  10.250   0.5840   0.04270   0.03369   0.0790   0.1192   0.9481
  10.500   0.5992   0.04357   0.03444   0.0797   0.1062   0.9498
  10.750   0.6207   0.04419   0.03489   0.0799   0.0978   0.9516
  11.000   0.6426   0.04465   0.03531   0.0803   0.0907   0.9538
  11.250   0.6718   0.04499   0.03556   0.0803   0.0854   0.9558
  11.500   0.6890   0.04519   0.03580   0.0821   0.0818   0.9586
  11.750   0.7523   0.04604   0.03641   0.0781   0.0770   0.9594
  12.000   0.7848   0.04727   0.03792   0.0765   0.0740   0.9607
  12.250   0.8240   0.04865   0.03940   0.0741   0.0707   0.9619
  12.500   0.8737   0.05055   0.04136   0.0706   0.0689   0.9630
  12.750   0.9261   0.05363   0.04458   0.0665   0.0677   0.9639
  13.000   0.9372   0.05563   0.04689   0.0675   0.0675   0.9666
  13.250   0.9393   0.05759   0.04913   0.0698   0.0674   0.9702
  13.500   0.9492   0.06028   0.05212   0.0703   0.0675   0.9727
  13.750   0.9553   0.06318   0.05533   0.0707   0.0675   0.9753
  14.000   0.9578   0.06625   0.05867   0.0714   0.0676   0.9784
  14.250   0.9522   0.06917   0.06185   0.0729   0.0677   0.9826
  14.500   0.9512   0.07288   0.06586   0.0728   0.0680   0.9852
  14.750   0.8652   0.07710   0.07088   0.0779   0.0704   0.9905
  15.000   0.8239   0.08309   0.07726   0.0783   0.0718   0.9943
  15.250   0.7853   0.09001   0.08450   0.0771   0.0735   0.9978
  15.500   0.7476   0.09643   0.09114   0.0761   0.0744   1.0000
  15.750   0.7110   0.09996   0.09472   0.0783   0.0753   1.0000
  16.000   0.6854   0.10232   0.09708   0.0812   0.0762   1.0000
  16.250   0.6580   0.10477   0.09951   0.0837   0.0766   1.0000
  16.500   0.3091   0.15146   0.14687   0.0659   0.1553   0.9822
<< Back to NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il)