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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il)