NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.02 at α=13.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n66021-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-n66021-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-17.000 -0.5762 0.12212 0.11441 -0.0730 1.0000 0.0591
-16.750 -0.6087 0.11228 0.10444 -0.0782 1.0000 0.0586
-16.500 -0.6428 0.10360 0.09558 -0.0823 1.0000 0.0583
-16.250 -0.6702 0.09696 0.08876 -0.0848 1.0000 0.0580
-16.000 -0.6961 0.09145 0.08304 -0.0860 1.0000 0.0579
-15.750 -0.7190 0.08721 0.07861 -0.0859 1.0000 0.0579
-15.500 -0.7430 0.08399 0.07522 -0.0843 1.0000 0.0580
-15.250 -0.7676 0.08164 0.07271 -0.0815 1.0000 0.0580
-15.000 -0.7856 0.07917 0.07004 -0.0793 0.9981 0.0582
-14.750 -0.7889 0.07538 0.06589 -0.0800 0.9908 0.0587
-14.500 -0.7858 0.07207 0.06220 -0.0808 0.9858 0.0594
-14.250 -0.7632 0.06996 0.06001 -0.0824 0.9822 0.0610
-14.000 -0.7452 0.06794 0.05787 -0.0835 0.9778 0.0633
-13.750 -0.7246 0.06585 0.05549 -0.0848 0.9743 0.0657
-13.500 -0.6946 0.06413 0.05345 -0.0864 0.9717 0.0681
-13.250 -0.6598 0.06336 0.05271 -0.0877 0.9683 0.0712
-13.000 -0.6293 0.06244 0.05160 -0.0888 0.9651 0.0753
-12.750 -0.6000 0.06156 0.05067 -0.0899 0.9624 0.0799
-12.500 -0.5737 0.06052 0.04953 -0.0910 0.9600 0.0855
-12.250 -0.5548 0.05946 0.04844 -0.0913 0.9566 0.0910
-12.000 -0.5384 0.05827 0.04719 -0.0914 0.9531 0.0985
-11.750 -0.5251 0.05677 0.04576 -0.0917 0.9501 0.1072
-11.500 -0.5127 0.05509 0.04416 -0.0920 0.9476 0.1193
-11.250 -0.5074 0.05341 0.04261 -0.0913 0.9442 0.1369
-11.000 -0.5067 0.05167 0.04111 -0.0900 0.9401 0.1613
-10.750 -0.5070 0.04971 0.03950 -0.0888 0.9367 0.2032
-10.500 -0.5051 0.04798 0.03822 -0.0876 0.9338 0.2616
-10.250 -0.5004 0.04740 0.03804 -0.0852 0.9299 0.3235
-10.000 -0.4823 0.04827 0.03924 -0.0829 0.9261 0.3869
-9.750 -0.4598 0.04947 0.04053 -0.0812 0.9229 0.4367
-9.500 -0.4324 0.05146 0.04245 -0.0796 0.9204 0.4764
-9.250 -0.4125 0.05282 0.04365 -0.0778 0.9182 0.5064
-9.000 -0.3955 0.05458 0.04527 -0.0749 0.9150 0.5244
-8.750 -0.3839 0.05557 0.04612 -0.0721 0.9117 0.5407
-8.500 -0.3530 0.05699 0.04733 -0.0715 0.9094 0.5511
-8.250 -0.3329 0.05756 0.04772 -0.0705 0.9070 0.5637
-8.000 -0.3157 0.05779 0.04780 -0.0695 0.9047 0.5771
-7.500 -0.2861 0.05845 0.04816 -0.0665 0.8998 0.6019
-7.250 -0.2750 0.05915 0.04876 -0.0638 0.8967 0.6109
-7.000 -0.2730 0.05949 0.04902 -0.0604 0.8939 0.6229
-6.750 -0.2737 0.05967 0.04912 -0.0569 0.8915 0.6359
-6.500 -0.2445 0.06019 0.04949 -0.0571 0.8900 0.6426
-6.250 -0.2385 0.06028 0.04949 -0.0546 0.8881 0.6542
-6.000 -0.2152 0.06048 0.04956 -0.0545 0.8866 0.6628
-5.750 -0.1967 0.06050 0.04945 -0.0540 0.8850 0.6722
-5.500 -0.2138 0.06108 0.05003 -0.0469 0.8812 0.6825
-5.250 -0.2083 0.06148 0.05038 -0.0436 0.8790 0.6899
-5.000 -0.2169 0.06173 0.05059 -0.0384 0.8767 0.7009
-4.750 -0.1973 0.06191 0.05069 -0.0376 0.8750 0.7070
-4.500 -0.1862 0.06199 0.05068 -0.0357 0.8728 0.7157
-4.250 -0.1727 0.06197 0.05059 -0.0342 0.8709 0.7235
-4.000 -0.1514 0.06203 0.05056 -0.0340 0.8695 0.7302
-3.750 -0.1485 0.06202 0.05049 -0.0310 0.8680 0.7396
-3.500 -0.1245 0.06208 0.05048 -0.0311 0.8664 0.7446
-3.250 -0.1479 0.06235 0.05074 -0.0233 0.8627 0.7545
-3.000 -0.1339 0.06240 0.05077 -0.0217 0.8605 0.7597
-2.750 -0.1184 0.06243 0.05075 -0.0206 0.8580 0.7654
-2.250 -0.0977 0.06235 0.05058 -0.0167 0.8532 0.7785
-2.000 -0.0724 0.06231 0.05050 -0.0173 0.8512 0.7834
-1.750 -0.0595 0.06229 0.05041 -0.0160 0.8491 0.7902
-1.500 -0.0699 0.06238 0.05052 -0.0103 0.8450 0.7960
-1.250 -0.0552 0.06241 0.05054 -0.0090 0.8416 0.8003
-1.000 -0.0455 0.06240 0.05051 -0.0070 0.8382 0.8056
-0.750 -0.0493 0.06237 0.05045 -0.0027 0.8348 0.8125
-0.500 -0.0158 0.06233 0.05039 -0.0048 0.8324 0.8153
-0.250 0.0033 0.06237 0.05043 -0.0043 0.8290 0.8189
0.000 0.0000 0.06242 0.05049 0.0000 0.8237 0.8238
0.250 -0.0035 0.06237 0.05043 0.0044 0.8189 0.8291
0.500 0.0157 0.06232 0.05039 0.0048 0.8153 0.8324
0.750 0.0489 0.06237 0.05045 0.0027 0.8126 0.8348
1.000 0.0455 0.06240 0.05050 0.0070 0.8056 0.8382
1.250 0.0552 0.06240 0.05053 0.0090 0.8003 0.8417
1.500 0.0700 0.06237 0.05051 0.0103 0.7960 0.8451
1.750 0.0597 0.06228 0.05040 0.0160 0.7903 0.8491
2.000 0.0728 0.06230 0.05049 0.0173 0.7834 0.8512
2.250 0.0975 0.06235 0.05057 0.0168 0.7785 0.8532
2.500 0.1278 0.06241 0.05069 0.0154 0.7749 0.8550
3.000 0.1337 0.06238 0.05075 0.0218 0.7598 0.8605
3.250 0.1479 0.06232 0.05072 0.0233 0.7545 0.8627
3.500 0.1239 0.06206 0.05047 0.0312 0.7447 0.8664
3.750 0.1487 0.06199 0.05047 0.0310 0.7395 0.8680
4.000 0.1515 0.06200 0.05054 0.0340 0.7303 0.8695
4.250 0.1724 0.06196 0.05057 0.0343 0.7236 0.8709
4.500 0.1867 0.06196 0.05066 0.0356 0.7158 0.8728
4.750 0.1969 0.06189 0.05066 0.0376 0.7071 0.8750
5.000 0.2185 0.06169 0.05054 0.0382 0.7012 0.8767
5.250 0.2079 0.06144 0.05034 0.0436 0.6900 0.8790
5.500 0.2147 0.06104 0.04999 0.0468 0.6827 0.8813
5.750 0.1969 0.06046 0.04941 0.0539 0.6723 0.8851
6.000 0.2156 0.06046 0.04954 0.0545 0.6630 0.8866
6.250 0.2384 0.06025 0.04945 0.0547 0.6542 0.8881
6.500 0.2445 0.06015 0.04945 0.0571 0.6428 0.8900
6.750 0.2734 0.05963 0.04908 0.0569 0.6360 0.8915
7.000 0.2727 0.05945 0.04898 0.0605 0.6230 0.8940
7.250 0.2748 0.05911 0.04873 0.0639 0.6111 0.8968
7.500 0.2868 0.05837 0.04808 0.0665 0.6022 0.8999
8.000 0.3157 0.05778 0.04779 0.0695 0.5772 0.9048
8.500 0.3534 0.05691 0.04724 0.0715 0.5512 0.9094
8.750 0.3837 0.05553 0.04608 0.0721 0.5407 0.9118
9.250 0.4134 0.05273 0.04357 0.0777 0.5063 0.9183
9.500 0.4330 0.05141 0.04241 0.0795 0.4764 0.9205
9.750 0.4601 0.04945 0.04051 0.0812 0.4370 0.9230
10.000 0.4829 0.04819 0.03916 0.0829 0.3864 0.9262
10.250 0.5013 0.04732 0.03796 0.0851 0.3253 0.9300
10.500 0.5059 0.04794 0.03817 0.0875 0.2610 0.9339
10.750 0.5074 0.04969 0.03946 0.0887 0.2016 0.9368
11.000 0.5073 0.05163 0.04106 0.0899 0.1607 0.9403
11.250 0.5081 0.05334 0.04253 0.0912 0.1371 0.9444
11.500 0.5143 0.05502 0.04409 0.0918 0.1197 0.9478
11.750 0.5265 0.05670 0.04569 0.0915 0.1073 0.9503
12.000 0.5399 0.05820 0.04712 0.0912 0.0986 0.9534
12.250 0.5557 0.05942 0.04840 0.0911 0.0907 0.9569
12.500 0.5753 0.06049 0.04950 0.0908 0.0850 0.9602
12.750 0.6019 0.06148 0.05059 0.0896 0.0800 0.9626
13.000 0.6318 0.06233 0.05147 0.0885 0.0756 0.9653
13.250 0.6606 0.06335 0.05269 0.0875 0.0709 0.9687
13.500 0.6980 0.06403 0.05332 0.0861 0.0679 0.9718
13.750 0.7257 0.06585 0.05550 0.0845 0.0655 0.9746
14.000 0.7464 0.06792 0.05783 0.0832 0.0631 0.9782
14.250 0.7653 0.06992 0.05999 0.0821 0.0612 0.9826
14.500 0.7871 0.07209 0.06223 0.0805 0.0593 0.9862
14.750 0.7894 0.07547 0.06600 0.0797 0.0586 0.9914
15.000 0.7872 0.07923 0.07010 0.0790 0.0581 0.9990
15.250 0.7666 0.08150 0.07257 0.0817 0.0580 1.0000
15.500 0.7430 0.08386 0.07509 0.0844 0.0579 1.0000
15.750 0.7209 0.08698 0.07837 0.0859 0.0579 1.0000
16.000 0.6968 0.09145 0.08303 0.0859 0.0579 1.0000
16.250 0.6719 0.09691 0.08870 0.0846 0.0580 1.0000
16.500 0.6407 0.10408 0.09607 0.0819 0.0582 1.0000
16.750 0.6092 0.11247 0.10463 0.0779 0.0586 1.0000
17.000 0.5769 0.12236 0.11464 0.0727 0.0591 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66-021 AIRFOIL (n66021-il)