NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 15.37 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n66021-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-n66021-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-18.750 -0.6292 0.13359 0.12799 -0.0599 1.0000 0.0346
-18.500 -0.6708 0.12061 0.11482 -0.0675 1.0000 0.0342
-18.250 -0.7045 0.11057 0.10456 -0.0733 1.0000 0.0340
-18.000 -0.7334 0.10222 0.09598 -0.0778 1.0000 0.0340
-17.750 -0.7565 0.09541 0.08893 -0.0810 1.0000 0.0339
-17.500 -0.7763 0.08952 0.08281 -0.0835 1.0000 0.0339
-17.250 -0.7936 0.08427 0.07732 -0.0851 0.9894 0.0340
-17.000 -0.8066 0.07944 0.07217 -0.0874 0.9703 0.0341
-16.750 -0.8145 0.07495 0.06734 -0.0895 0.9615 0.0343
-16.500 -0.8198 0.07085 0.06289 -0.0910 0.9539 0.0346
-16.250 -0.8117 0.06801 0.05985 -0.0923 0.9473 0.0348
-16.000 -0.8006 0.06573 0.05744 -0.0931 0.9402 0.0352
-15.750 -0.7893 0.06359 0.05514 -0.0938 0.9339 0.0356
-15.500 -0.7785 0.06164 0.05305 -0.0940 0.9275 0.0361
-15.250 -0.7671 0.05982 0.05108 -0.0940 0.9216 0.0368
-15.000 -0.7536 0.05817 0.04926 -0.0940 0.9165 0.0374
-14.750 -0.7399 0.05663 0.04754 -0.0939 0.9112 0.0382
-14.500 -0.7243 0.05528 0.04602 -0.0937 0.9066 0.0390
-14.250 -0.7091 0.05399 0.04455 -0.0935 0.9026 0.0401
-14.000 -0.6937 0.05283 0.04343 -0.0934 0.8985 0.0415
-13.750 -0.6777 0.05174 0.04228 -0.0932 0.8944 0.0427
-13.500 -0.6615 0.05071 0.04114 -0.0929 0.8907 0.0440
-13.250 -0.6444 0.04976 0.04006 -0.0925 0.8874 0.0454
-13.000 -0.6296 0.04875 0.03904 -0.0920 0.8845 0.0467
-12.750 -0.6165 0.04762 0.03791 -0.0917 0.8810 0.0483
-12.500 -0.6033 0.04655 0.03677 -0.0912 0.8776 0.0507
-12.250 -0.5909 0.04548 0.03564 -0.0906 0.8744 0.0529
-12.000 -0.5804 0.04432 0.03445 -0.0898 0.8714 0.0552
-11.750 -0.5693 0.04325 0.03329 -0.0889 0.8686 0.0583
-11.500 -0.5593 0.04210 0.03212 -0.0880 0.8658 0.0613
-11.250 -0.5485 0.04101 0.03100 -0.0873 0.8626 0.0663
-11.000 -0.5386 0.03990 0.02990 -0.0863 0.8595 0.0713
-10.750 -0.5288 0.03882 0.02882 -0.0853 0.8568 0.0797
-10.500 -0.5195 0.03773 0.02780 -0.0841 0.8544 0.0917
-10.250 -0.5107 0.03662 0.02684 -0.0828 0.8522 0.1137
-10.000 -0.5052 0.03536 0.02588 -0.0812 0.8502 0.1570
-9.750 -0.5010 0.03413 0.02498 -0.0794 0.8481 0.2113
-9.500 -0.4975 0.03298 0.02419 -0.0775 0.8455 0.2693
-9.250 -0.4924 0.03207 0.02360 -0.0755 0.8430 0.3248
-9.000 -0.4823 0.03160 0.02348 -0.0736 0.8407 0.3831
-8.750 -0.4584 0.03204 0.02420 -0.0727 0.8388 0.4391
-8.500 -0.4202 0.03362 0.02601 -0.0726 0.8373 0.4911
-8.250 -0.3869 0.03530 0.02775 -0.0719 0.8358 0.5287
-8.000 -0.3634 0.03630 0.02868 -0.0706 0.8341 0.5516
-7.750 -0.3389 0.03704 0.02931 -0.0698 0.8325 0.5640
-7.500 -0.3216 0.03716 0.02929 -0.0685 0.8309 0.5758
-7.000 -0.2744 0.03807 0.03001 -0.0678 0.8269 0.5931
-6.750 -0.2636 0.03801 0.02988 -0.0662 0.8248 0.6053
-6.250 -0.2218 0.03865 0.03034 -0.0649 0.8213 0.6215
-6.000 -0.1917 0.03916 0.03077 -0.0653 0.8199 0.6260
-5.750 -0.1842 0.03903 0.03057 -0.0631 0.8181 0.6371
-5.500 -0.1536 0.03945 0.03091 -0.0636 0.8169 0.6409
-5.250 -0.1505 0.03924 0.03063 -0.0608 0.8153 0.6526
-5.000 -0.1174 0.03964 0.03096 -0.0617 0.8144 0.6554
-4.500 -0.0871 0.03973 0.03093 -0.0589 0.8113 0.6700
-4.250 -0.0607 0.04025 0.03143 -0.0591 0.8093 0.6731
-4.000 -0.0731 0.04046 0.03164 -0.0540 0.8061 0.6847
-3.750 -0.0464 0.04090 0.03204 -0.0542 0.8046 0.6873
-3.500 -0.0211 0.04130 0.03242 -0.0542 0.8031 0.6901
-3.000 -0.0106 0.04154 0.03260 -0.0482 0.7985 0.7039
-2.750 0.0182 0.04176 0.03280 -0.0488 0.7973 0.7062
-2.500 0.0425 0.04197 0.03299 -0.0486 0.7962 0.7095
-2.250 0.0369 0.04190 0.03289 -0.0439 0.7944 0.7183
-1.750 0.0369 0.04361 0.03466 -0.0358 0.7867 0.7257
-1.500 -0.0208 0.04387 0.03493 -0.0222 0.7804 0.7379
-1.250 0.0096 0.04402 0.03507 -0.0231 0.7789 0.7393
-1.000 0.0411 0.04409 0.03513 -0.0241 0.7776 0.7411
-0.500 -0.0553 0.04483 0.03590 0.0010 0.7643 0.7568
-0.250 -0.0285 0.04495 0.03602 0.0006 0.7619 0.7583
0.000 0.0003 0.04498 0.03605 0.0000 0.7600 0.7600
0.250 0.0288 0.04496 0.03603 -0.0007 0.7583 0.7620
0.500 0.0553 0.04482 0.03589 -0.0010 0.7568 0.7643
1.000 -0.0409 0.04410 0.03514 0.0241 0.7411 0.7776
1.250 -0.0091 0.04403 0.03507 0.0230 0.7393 0.7790
1.500 0.0180 0.04389 0.03494 0.0226 0.7375 0.7806
1.750 -0.0370 0.04361 0.03466 0.0358 0.7257 0.7868
2.000 -0.0575 0.04189 0.03285 0.0432 0.7219 0.7933
2.250 -0.0247 0.04178 0.03277 0.0421 0.7202 0.7942
2.500 -0.0426 0.04196 0.03298 0.0486 0.7095 0.7962
2.750 -0.0184 0.04176 0.03280 0.0488 0.7063 0.7973
3.000 0.0105 0.04153 0.03260 0.0482 0.7040 0.7985
3.500 0.0210 0.04130 0.03242 0.0542 0.6902 0.8031
3.750 0.0468 0.04087 0.03202 0.0541 0.6873 0.8046
4.000 0.0728 0.04045 0.03163 0.0540 0.6847 0.8062
4.250 0.0606 0.04025 0.03143 0.0591 0.6731 0.8094
4.500 0.0872 0.03972 0.03092 0.0588 0.6700 0.8113
5.000 0.1176 0.03963 0.03095 0.0616 0.6554 0.8144
5.250 0.1506 0.03923 0.03063 0.0607 0.6526 0.8153
5.500 0.1537 0.03945 0.03091 0.0636 0.6410 0.8170
5.750 0.1846 0.03901 0.03055 0.0630 0.6372 0.8181
6.000 0.1921 0.03914 0.03075 0.0652 0.6260 0.8199
6.250 0.2222 0.03862 0.03032 0.0648 0.6215 0.8213
6.500 0.2317 0.03869 0.03046 0.0667 0.6099 0.8233
6.750 0.2637 0.03801 0.02988 0.0661 0.6054 0.8248
7.000 0.2747 0.03806 0.03000 0.0677 0.5931 0.8269
7.500 0.3218 0.03716 0.02930 0.0684 0.5759 0.8309
8.000 0.3641 0.03628 0.02866 0.0705 0.5517 0.8341
8.250 0.3875 0.03527 0.02772 0.0719 0.5286 0.8358
8.500 0.4207 0.03360 0.02599 0.0725 0.4911 0.8373
8.750 0.4591 0.03200 0.02416 0.0726 0.4385 0.8388
9.000 0.4828 0.03157 0.02342 0.0736 0.3814 0.8406
9.250 0.4929 0.03206 0.02358 0.0755 0.3243 0.8430
9.500 0.4982 0.03296 0.02416 0.0774 0.2696 0.8455
9.750 0.5017 0.03410 0.02495 0.0793 0.2114 0.8481
10.000 0.5056 0.03535 0.02586 0.0811 0.1561 0.8502
10.250 0.5119 0.03656 0.02679 0.0827 0.1148 0.8522
10.500 0.5203 0.03770 0.02777 0.0840 0.0918 0.8544
10.750 0.5292 0.03881 0.02880 0.0852 0.0790 0.8569
11.000 0.5394 0.03988 0.02987 0.0862 0.0712 0.8596
11.250 0.5495 0.04098 0.03096 0.0871 0.0660 0.8626
11.500 0.5605 0.04205 0.03207 0.0879 0.0614 0.8659
11.750 0.5705 0.04320 0.03324 0.0888 0.0582 0.8686
12.000 0.5816 0.04427 0.03441 0.0897 0.0552 0.8714
12.250 0.5916 0.04546 0.03560 0.0905 0.0526 0.8745
12.500 0.6044 0.04651 0.03673 0.0911 0.0504 0.8777
12.750 0.6179 0.04756 0.03784 0.0915 0.0485 0.8811
13.000 0.6312 0.04867 0.03896 0.0919 0.0468 0.8846
13.250 0.6457 0.04972 0.04002 0.0924 0.0453 0.8875
13.500 0.6627 0.05067 0.04111 0.0928 0.0439 0.8908
13.750 0.6796 0.05166 0.04220 0.0931 0.0427 0.8946
14.000 0.6952 0.05278 0.04338 0.0932 0.0414 0.8988
14.250 0.7108 0.05391 0.04451 0.0933 0.0403 0.9029
14.500 0.7260 0.05522 0.04595 0.0935 0.0390 0.9069
14.750 0.7410 0.05662 0.04754 0.0937 0.0380 0.9116
15.000 0.7555 0.05813 0.04920 0.0938 0.0373 0.9169
15.250 0.7685 0.05979 0.05104 0.0938 0.0366 0.9220
15.500 0.7804 0.06160 0.05300 0.0938 0.0361 0.9279
15.750 0.7914 0.06355 0.05511 0.0935 0.0357 0.9344
16.000 0.8028 0.06569 0.05739 0.0928 0.0352 0.9408
16.250 0.8134 0.06805 0.05992 0.0920 0.0349 0.9479
16.500 0.8182 0.07119 0.06328 0.0907 0.0345 0.9547
16.750 0.8149 0.07512 0.06754 0.0891 0.0343 0.9624
17.250 0.7970 0.08414 0.07717 0.0850 0.0340 1.0000
17.500 0.7778 0.08955 0.08284 0.0832 0.0339 1.0000
17.750 0.7587 0.09536 0.08888 0.0808 0.0339 1.0000
18.000 0.7334 0.10252 0.09629 0.0774 0.0339 1.0000
18.250 0.7064 0.11058 0.10457 0.0731 0.0341 1.0000
18.500 0.6765 0.11993 0.11411 0.0677 0.0343 1.0000
18.750 0.6297 0.13400 0.12840 0.0594 0.0346 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il)