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

Polar data table (+)

Polar graphs


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