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