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

Polar data table (+)

Polar graphs


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