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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 18.64 at α=10.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n66021-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-n66021-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.750  -0.5614   0.12666   0.11978  -0.0619   1.0000   0.1414
 -14.500  -0.5531   0.12756   0.12070  -0.0581   1.0000   0.1436
 -14.250  -0.7637   0.09919   0.09211  -0.0682   1.0000   0.1252
 -14.000  -0.7926   0.09530   0.08816  -0.0659   1.0000   0.1244
 -13.750  -0.8241   0.09162   0.08439  -0.0631   1.0000   0.1234
 -13.500  -0.8582   0.08815   0.08081  -0.0597   1.0000   0.1224
 -13.250  -0.8925   0.08491   0.07744  -0.0558   1.0000   0.1215
 -13.000  -0.9254   0.08196   0.07431  -0.0515   1.0000   0.1206
 -12.750  -0.9572   0.07923   0.07139  -0.0468   1.0000   0.1197
 -12.500  -0.9880   0.07668   0.06863  -0.0417   1.0000   0.1191
 -12.250  -1.0166   0.07436   0.06608  -0.0363   1.0000   0.1184
 -12.000  -1.0426   0.07216   0.06364  -0.0308   1.0000   0.1179
 -11.750  -1.0650   0.07011   0.06133  -0.0253   1.0000   0.1176
 -11.500  -1.0835   0.06812   0.05908  -0.0199   1.0000   0.1172
 -11.250  -1.0952   0.06605   0.05675  -0.0151   1.0000   0.1173
 -11.000  -1.0983   0.06390   0.05432  -0.0114   1.0000   0.1177
 -10.750  -1.0932   0.06171   0.05186  -0.0087   1.0000   0.1191
 -10.500  -1.0865   0.05973   0.04960  -0.0061   1.0000   0.1214
 -10.250  -1.0771   0.05782   0.04735  -0.0038   1.0000   0.1238
 -10.000  -0.9909   0.05461   0.04405  -0.0120   1.0000   0.1324
  -9.750  -0.9036   0.05348   0.04296  -0.0186   1.0000   0.1472
  -9.500  -0.8244   0.05379   0.04342  -0.0227   1.0000   0.1726
  -9.250  -0.7947   0.05337   0.04340  -0.0217   1.0000   0.2025
  -9.000  -0.7920   0.05194   0.04263  -0.0182   1.0000   0.2426
  -8.750  -0.8105   0.04965   0.04145  -0.0121   1.0000   0.3184
  -8.000  -0.6009   0.08111   0.07324   0.0039   1.0000   0.6130
  -7.750  -0.5464   0.08507   0.07691   0.0040   1.0000   0.6443
  -7.500  -0.5337   0.08564   0.07731   0.0062   1.0000   0.6692
  -7.250  -0.4865   0.08674   0.07816   0.0045   1.0000   0.6929
  -7.000  -0.4730   0.08695   0.07822   0.0062   1.0000   0.7181
  -6.750  -0.3620   0.09062   0.08156  -0.0009   1.0000   0.8074
  -6.500  -0.3285   0.08945   0.08021  -0.0032   1.0000   0.8421
  -6.250  -0.3232   0.08927   0.07990  -0.0017   1.0000   0.8669
  -6.000  -0.2901   0.08679   0.07726  -0.0051   1.0000   0.8883
  -5.750  -0.2633   0.08511   0.07542  -0.0077   1.0000   0.9106
  -5.500  -0.2456   0.08425   0.07441  -0.0089   1.0000   0.9334
  -5.250  -0.2097   0.08227   0.07227  -0.0136   1.0000   0.9566
  -5.000  -0.1690   0.08092   0.07071  -0.0200   1.0000   0.9829
  -4.750  -0.1235   0.07932   0.06890  -0.0278   1.0000   1.0000
  -4.500  -0.1185   0.07849   0.06799  -0.0265   1.0000   1.0000
  -4.250  -0.1132   0.07771   0.06713  -0.0252   1.0000   1.0000
  -4.000  -0.1077   0.07699   0.06634  -0.0238   1.0000   1.0000
  -3.750  -0.1021   0.07631   0.06559  -0.0225   1.0000   1.0000
  -3.500  -0.0962   0.07568   0.06490  -0.0211   1.0000   1.0000
  -3.250  -0.0901   0.07510   0.06426  -0.0197   1.0000   1.0000
  -3.000  -0.0839   0.07456   0.06366  -0.0182   1.0000   1.0000
  -2.750  -0.0776   0.07406   0.06312  -0.0168   1.0000   1.0000
  -2.500  -0.0710   0.07362   0.06262  -0.0153   1.0000   1.0000
  -2.250  -0.0643   0.07321   0.06218  -0.0138   1.0000   1.0000
  -2.000  -0.0575   0.07285   0.06177  -0.0123   1.0000   1.0000
  -1.750  -0.0506   0.07253   0.06142  -0.0108   1.0000   1.0000
  -1.500  -0.0436   0.07226   0.06111  -0.0093   1.0000   1.0000
  -1.250  -0.0364   0.07203   0.06086  -0.0078   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.0292   0.07184   0.06065  -0.0062   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.0220   0.07169   0.06048  -0.0047   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.0146   0.07158   0.06036  -0.0031   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.0073   0.07151   0.06029  -0.0015   1.0000   1.0000
   0.000   0.0000   0.07149   0.06027   0.0000   1.0000   1.0000
   0.250   0.0074   0.07151   0.06029   0.0016   1.0000   1.0000
   0.500   0.0147   0.07157   0.06035   0.0031   1.0000   1.0000
   0.750   0.0219   0.07167   0.06046   0.0047   1.0000   1.0000
   1.000   0.0292   0.07182   0.06063   0.0062   1.0000   1.0000
   1.250   0.0364   0.07200   0.06083   0.0078   1.0000   1.0000
   1.500   0.0435   0.07223   0.06109   0.0093   1.0000   1.0000
   1.750   0.0505   0.07250   0.06139   0.0108   1.0000   1.0000
   2.000   0.0575   0.07282   0.06174   0.0123   1.0000   1.0000
   2.250   0.0643   0.07317   0.06213   0.0138   1.0000   1.0000
   2.500   0.0710   0.07357   0.06257   0.0153   1.0000   1.0000
   2.750   0.0775   0.07401   0.06306   0.0168   1.0000   1.0000
   3.000   0.0839   0.07450   0.06360   0.0183   1.0000   1.0000
   3.250   0.0902   0.07504   0.06419   0.0197   1.0000   1.0000
   3.500   0.0962   0.07561   0.06483   0.0211   1.0000   1.0000
   3.750   0.1021   0.07624   0.06551   0.0225   1.0000   1.0000
   4.000   0.1078   0.07691   0.06625   0.0239   1.0000   1.0000
   4.250   0.1133   0.07762   0.06704   0.0252   1.0000   1.0000
   4.500   0.1185   0.07840   0.06789   0.0265   1.0000   1.0000
   4.750   0.1236   0.07922   0.06879   0.0278   1.0000   1.0000
   5.000   0.1681   0.08074   0.07053   0.0202   0.9832   1.0000
   5.250   0.2098   0.08224   0.07222   0.0137   0.9572   1.0000
   5.500   0.2447   0.08406   0.07422   0.0091   0.9336   1.0000
   5.750   0.2628   0.08504   0.07535   0.0078   0.9116   1.0000
   6.000   0.2891   0.08664   0.07710   0.0053   0.8888   1.0000
   6.250   0.3238   0.08920   0.07984   0.0016   0.8670   1.0000
   6.500   0.3286   0.08938   0.08015   0.0031   0.8427   1.0000
   6.750   0.3640   0.09068   0.08163   0.0005   0.8088   1.0000
   7.000   0.4743   0.08685   0.07812  -0.0063   0.7183   1.0000
   7.250   0.4872   0.08662   0.07804  -0.0046   0.6928   1.0000
   7.500   0.5320   0.08563   0.07730  -0.0060   0.6695   1.0000
   7.750   0.5468   0.08498   0.07682  -0.0040   0.6445   1.0000
   8.000   0.6012   0.08105   0.07318  -0.0040   0.6135   1.0000
   8.750   0.8108   0.04959   0.04139   0.0120   0.3184   1.0000
   9.000   0.7920   0.05190   0.04257   0.0182   0.2421   1.0000
   9.250   0.7943   0.05338   0.04342   0.0218   0.2009   1.0000
   9.500   0.8276   0.05369   0.04324   0.0224   0.1710   1.0000
   9.750   0.9036   0.05344   0.04292   0.0186   0.1473   1.0000
  10.000   0.9916   0.05460   0.04403   0.0119   0.1322   1.0000
  10.250   1.0768   0.05776   0.04728   0.0038   0.1238   1.0000
  10.500   1.0850   0.05964   0.04951   0.0063   0.1212   1.0000
  10.750   1.0936   0.06168   0.05184   0.0086   0.1192   1.0000
  11.000   1.0990   0.06391   0.05433   0.0112   0.1175   1.0000
  11.250   1.0956   0.06602   0.05671   0.0150   0.1173   1.0000
  11.500   1.0837   0.06809   0.05905   0.0199   0.1172   1.0000
  11.750   1.0656   0.07008   0.06130   0.0252   0.1175   1.0000
  12.000   1.0430   0.07213   0.06361   0.0308   0.1179   1.0000
  12.250   1.0170   0.07432   0.06604   0.0363   0.1183   1.0000
  12.500   0.9885   0.07663   0.06858   0.0417   0.1191   1.0000
  12.750   0.9587   0.07913   0.07128   0.0467   0.1199   1.0000
  13.000   0.9271   0.08183   0.07417   0.0514   0.1207   1.0000
  13.250   0.8925   0.08486   0.07738   0.0559   0.1214   1.0000
  13.500   0.8583   0.08807   0.08074   0.0597   0.1224   1.0000
  13.750   0.8244   0.09151   0.08429   0.0631   0.1234   1.0000
  14.000   0.7926   0.09518   0.08804   0.0659   0.1244   1.0000
  14.250   0.7665   0.09887   0.09178   0.0683   0.1252   1.0000
<< Back to NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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