NACA 63(3)-618 (naca633618-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 63(3)-618 (naca633618-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 41.61 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca633618-il-100000.txt Download as CSV file: xf-naca633618-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 63(3)-618
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 -0.4586 0.09079 0.08570 -0.0754 1.0000 0.0961
-12.250 -0.4570 0.08790 0.08287 -0.0747 1.0000 0.0969
-12.000 -0.6602 0.07058 0.06532 -0.0806 1.0000 0.0839
-11.750 -0.6895 0.06915 0.06395 -0.0763 1.0000 0.0835
-11.500 -0.7218 0.06785 0.06268 -0.0720 1.0000 0.0832
-11.250 -0.7543 0.06663 0.06147 -0.0677 1.0000 0.0828
-11.000 -0.7752 0.06278 0.05738 -0.0695 0.9936 0.0826
-10.750 -0.7789 0.05752 0.05167 -0.0735 0.9837 0.0827
-10.500 -0.7772 0.05298 0.04662 -0.0761 0.9738 0.0832
-10.250 -0.7674 0.04897 0.04204 -0.0785 0.9658 0.0845
-10.000 -0.7391 0.04675 0.03997 -0.0801 0.9594 0.0877
-9.750 -0.7104 0.04405 0.03695 -0.0831 0.9540 0.0906
-9.500 -0.6968 0.04194 0.03445 -0.0830 0.9447 0.0930
-9.250 -0.6679 0.03938 0.03139 -0.0855 0.9390 0.0964
-9.000 -0.6436 0.03777 0.02981 -0.0859 0.9320 0.0997
-8.750 -0.6147 0.03636 0.02823 -0.0871 0.9253 0.1040
-8.500 -0.5755 0.03458 0.02608 -0.0900 0.9213 0.1087
-8.250 -0.5562 0.03347 0.02510 -0.0891 0.9130 0.1128
-8.000 -0.5230 0.03236 0.02385 -0.0906 0.9073 0.1188
-7.750 -0.4803 0.03088 0.02240 -0.0934 0.9040 0.1260
-7.500 -0.4651 0.03034 0.02185 -0.0918 0.8949 0.1323
-7.250 -0.4316 0.02923 0.02082 -0.0930 0.8896 0.1418
-7.000 -0.3903 0.02801 0.01974 -0.0957 0.8864 0.1582
-6.750 -0.3825 0.02755 0.01939 -0.0930 0.8766 0.1718
-6.500 -0.3539 0.02621 0.01838 -0.0942 0.8710 0.2074
-6.250 -0.3203 0.02408 0.01720 -0.0974 0.8675 0.3252
-6.000 -0.3143 0.02427 0.01774 -0.0944 0.8568 0.4055
-5.750 -0.2779 0.02478 0.01827 -0.0952 0.8520 0.4632
-5.500 -0.2356 0.02542 0.01884 -0.0965 0.8489 0.4984
-5.250 -0.2303 0.02629 0.01970 -0.0926 0.8379 0.5152
-5.000 -0.1969 0.02713 0.02050 -0.0920 0.8333 0.5361
-4.750 -0.1584 0.02798 0.02132 -0.0918 0.8304 0.5555
-4.500 -0.1573 0.02885 0.02215 -0.0875 0.8192 0.5682
-4.250 -0.1246 0.02948 0.02272 -0.0868 0.8148 0.5848
-4.000 -0.0883 0.03024 0.02345 -0.0858 0.8121 0.5977
-3.750 -0.0927 0.03110 0.02431 -0.0810 0.8007 0.6063
-3.500 -0.0590 0.03119 0.02427 -0.0815 0.7965 0.6209
-3.250 -0.0249 0.03176 0.02483 -0.0798 0.7938 0.6286
-3.000 -0.0290 0.03233 0.02534 -0.0765 0.7823 0.6406
-2.750 -0.0036 0.03286 0.02587 -0.0741 0.7782 0.6484
-2.500 0.0358 0.03253 0.02540 -0.0758 0.7757 0.6604
-2.250 0.0247 0.03355 0.02647 -0.0703 0.7641 0.6659
-2.000 0.0620 0.03311 0.02588 -0.0728 0.7602 0.6775
-1.750 0.0947 0.03306 0.02580 -0.0720 0.7577 0.6829
-1.500 0.0825 0.03415 0.02690 -0.0679 0.7463 0.6906
-1.250 0.1162 0.03389 0.02655 -0.0690 0.7424 0.6985
-1.000 0.1529 0.03361 0.02621 -0.0695 0.7399 0.7050
-0.750 0.1424 0.03482 0.02740 -0.0670 0.7284 0.7142
-0.500 0.1672 0.03488 0.02745 -0.0658 0.7245 0.7192
-0.250 0.2080 0.03454 0.02704 -0.0675 0.7222 0.7269
0.000 0.2445 0.03433 0.02676 -0.0693 0.7190 0.7344
0.250 0.2171 0.03615 0.02865 -0.0631 0.7065 0.7399
0.500 0.2612 0.03581 0.02824 -0.0658 0.7044 0.7482
0.750 0.3045 0.03533 0.02772 -0.0676 0.7028 0.7542
1.000 0.2668 0.03790 0.03036 -0.0612 0.6889 0.7605
1.250 0.3115 0.03755 0.02995 -0.0640 0.6866 0.7689
1.500 0.3498 0.03709 0.02949 -0.0644 0.6850 0.7746
1.750 0.3186 0.04004 0.03249 -0.0601 0.6716 0.7820
2.000 0.3565 0.03975 0.03219 -0.0613 0.6690 0.7893
2.250 0.3436 0.04197 0.03445 -0.0582 0.6595 0.7966
2.500 0.3700 0.04243 0.03490 -0.0590 0.6543 0.8048
2.750 0.4019 0.04220 0.03469 -0.0589 0.6514 0.8117
3.000 0.4486 0.04167 0.03414 -0.0611 0.6496 0.8207
3.250 0.4135 0.04494 0.03749 -0.0562 0.6368 0.8283
3.500 0.4522 0.04477 0.03733 -0.0576 0.6339 0.8380
3.750 0.4391 0.04692 0.03955 -0.0544 0.6245 0.8461
4.000 0.4617 0.04752 0.04017 -0.0546 0.6191 0.8559
4.250 0.4941 0.04712 0.03980 -0.0541 0.6161 0.8662
4.500 0.5357 0.04633 0.03905 -0.0545 0.6142 0.8767
4.750 0.5052 0.04992 0.04270 -0.0515 0.6010 0.8886
5.000 0.5415 0.04929 0.04210 -0.0514 0.5982 0.9017
5.250 0.5212 0.05208 0.04497 -0.0486 0.5865 0.9166
5.500 0.5506 0.05169 0.04464 -0.0480 0.5824 0.9344
5.750 0.5950 0.05070 0.04373 -0.0488 0.5801 0.9562
6.000 0.5898 0.05390 0.04702 -0.0500 0.5665 1.0000
6.250 0.6453 0.05323 0.04638 -0.0533 0.5636 1.0000
6.500 0.6458 0.05637 0.04957 -0.0547 0.5507 1.0000
6.750 0.6985 0.05562 0.04886 -0.0574 0.5472 1.0000
7.000 0.7016 0.05860 0.05188 -0.0586 0.5349 1.0000
7.250 0.7517 0.05771 0.05104 -0.0607 0.5307 1.0000
7.500 0.8114 0.05580 0.04920 -0.0627 0.5286 1.0000
7.750 0.8056 0.05923 0.05267 -0.0629 0.5142 1.0000
8.000 0.8144 0.06144 0.05492 -0.0633 0.5026 1.0000
8.250 0.8599 0.06015 0.05370 -0.0642 0.4977 1.0000
8.500 0.8737 0.06173 0.05533 -0.0643 0.4872 1.0000
8.750 0.9150 0.06043 0.05411 -0.0647 0.4814 1.0000
9.000 0.9756 0.05688 0.05067 -0.0651 0.4795 1.0000
9.250 1.0463 0.05178 0.04569 -0.0654 0.4793 1.0000
9.500 1.1361 0.04487 0.03893 -0.0665 0.4800 1.0000
9.750 1.3197 0.03242 0.02652 -0.0759 0.4761 1.0000
10.000 1.3344 0.03207 0.02620 -0.0738 0.4615 1.0000
10.250 1.3372 0.03255 0.02674 -0.0708 0.4468 1.0000
10.500 1.3464 0.03276 0.02699 -0.0686 0.4311 1.0000
10.750 1.3540 0.03320 0.02746 -0.0664 0.4145 1.0000
11.000 1.3601 0.03385 0.02812 -0.0643 0.3965 1.0000
11.250 1.3649 0.03471 0.02895 -0.0623 0.3768 1.0000
11.500 1.3567 0.03677 0.03104 -0.0598 0.3560 1.0000
11.750 1.3548 0.03849 0.03268 -0.0578 0.3325 1.0000
12.000 1.3502 0.04063 0.03471 -0.0560 0.3077 1.0000
12.250 1.3442 0.04305 0.03694 -0.0543 0.2822 1.0000
12.500 1.3345 0.04606 0.03984 -0.0528 0.2572 1.0000
12.750 1.3260 0.04909 0.04264 -0.0514 0.2334 1.0000
13.000 1.3158 0.05260 0.04602 -0.0505 0.2104 1.0000
13.250 1.3075 0.05605 0.04927 -0.0497 0.1895 1.0000
13.500 1.3019 0.05935 0.05234 -0.0490 0.1703 1.0000
13.750 1.2985 0.06262 0.05549 -0.0485 0.1532 1.0000
14.000 1.2994 0.06550 0.05823 -0.0480 0.1387 1.0000
14.250 1.3046 0.06795 0.06054 -0.0475 0.1267 1.0000
14.500 1.3119 0.07024 0.06274 -0.0472 0.1170 1.0000
14.750 1.3204 0.07256 0.06513 -0.0468 0.1090 1.0000
15.000 1.3373 0.07391 0.06632 -0.0462 0.1019 1.0000
15.250 1.3430 0.07661 0.06917 -0.0462 0.0965 1.0000
15.500 1.3661 0.07750 0.06988 -0.0455 0.0907 1.0000
15.750 1.3673 0.08076 0.07340 -0.0457 0.0871 1.0000
16.000 1.3803 0.08266 0.07528 -0.0456 0.0829 1.0000
16.250 1.3953 0.08472 0.07738 -0.0454 0.0792 1.0000
16.500 1.3942 0.08832 0.08123 -0.0459 0.0766 1.0000
16.750 1.4002 0.09111 0.08412 -0.0462 0.0738 1.0000
17.000 1.4227 0.09255 0.08546 -0.0458 0.0705 1.0000
17.250 1.4100 0.09751 0.09078 -0.0470 0.0693 1.0000
17.500 1.3995 0.10246 0.09602 -0.0483 0.0679 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 63(3)-618 (naca633618-il)