Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NACA 65(3)-218 (naca653218-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 65(3)-218 (naca653218-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.59 at α=11.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca653218-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca653218-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 65(3)-218                                  
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.250  -0.5112   0.10014   0.09291  -0.0583   1.0000   0.1552
 -12.000  -0.6573   0.08131   0.07400  -0.0697   1.0000   0.1371
 -11.750  -0.6715   0.07675   0.06942  -0.0697   1.0000   0.1359
 -11.500  -0.6951   0.07281   0.06545  -0.0685   1.0000   0.1346
 -11.250  -0.7240   0.06989   0.06252  -0.0656   1.0000   0.1332
 -11.000  -0.7606   0.06835   0.06098  -0.0601   1.0000   0.1320
 -10.750  -0.8017   0.06769   0.06033  -0.0528   1.0000   0.1309
 -10.500  -0.8378   0.06657   0.05914  -0.0462   1.0000   0.1298
 -10.250  -0.8689   0.06502   0.05746  -0.0402   1.0000   0.1288
 -10.000  -0.8949   0.06317   0.05544  -0.0347   1.0000   0.1280
  -9.750  -0.9158   0.06111   0.05313  -0.0298   1.0000   0.1272
  -9.500  -0.9288   0.05900   0.05076  -0.0256   1.0000   0.1272
  -9.250  -0.9365   0.05684   0.04835  -0.0219   1.0000   0.1275
  -9.000  -0.9398   0.05465   0.04588  -0.0186   1.0000   0.1279
  -8.750  -0.9387   0.05249   0.04345  -0.0157   1.0000   0.1285
  -8.500  -0.9335   0.05037   0.04104  -0.0131   1.0000   0.1292
  -8.250  -0.9243   0.04831   0.03870  -0.0110   1.0000   0.1301
  -8.000  -0.9119   0.04642   0.03653  -0.0091   1.0000   0.1315
  -7.750  -0.8987   0.04477   0.03459  -0.0072   1.0000   0.1343
  -7.500  -0.8862   0.04340   0.03281  -0.0052   1.0000   0.1376
  -7.250  -0.8590   0.04168   0.03131  -0.0050   1.0000   0.1436
  -7.000  -0.8331   0.04054   0.03007  -0.0043   1.0000   0.1497
  -6.750  -0.8010   0.03953   0.02921  -0.0042   1.0000   0.1597
  -6.500  -0.7744   0.03873   0.02851  -0.0033   1.0000   0.1736
  -6.250  -0.7593   0.03778   0.02774  -0.0010   1.0000   0.1897
  -6.000  -0.7566   0.03652   0.02673   0.0024   1.0000   0.2108
  -5.750  -0.7628   0.03469   0.02535   0.0067   1.0000   0.2433
  -5.500  -0.7813   0.03173   0.02357   0.0123   1.0000   0.3292
  -5.250  -0.5636   0.05865   0.05117   0.0233   1.0000   0.7184
  -5.000  -0.4531   0.06215   0.05412   0.0164   1.0000   0.7752
  -4.750  -0.4434   0.06198   0.05380   0.0185   1.0000   0.7996
  -4.500  -0.3873   0.06180   0.05333   0.0139   1.0000   0.8296
  -4.250  -0.3724   0.06137   0.05275   0.0145   1.0000   0.8504
  -4.000  -0.3320   0.06066   0.05183   0.0111   1.0000   0.8732
  -3.750  -0.3175   0.06004   0.05108   0.0111   1.0000   0.8876
  -3.500  -0.3049   0.05947   0.05039   0.0114   1.0000   0.8995
  -3.250  -0.2798   0.05873   0.04952   0.0095   1.0000   0.9119
  -3.000  -0.2661   0.05813   0.04880   0.0094   1.0000   0.9208
  -2.750  -0.2562   0.05762   0.04819   0.0099   1.0000   0.9274
  -2.500  -0.2353   0.05710   0.04756   0.0083   0.9982   0.9348
  -2.250  -0.2153   0.05669   0.04704   0.0069   0.9963   0.9408
  -2.000  -0.2169   0.05634   0.04663   0.0096   0.9972   0.9445
  -1.750  -0.1976   0.05590   0.04610   0.0084   0.9968   0.9496
  -1.500  -0.1908   0.05555   0.04570   0.0095   0.9976   0.9533
  -1.250  -0.1948   0.05523   0.04533   0.0127   1.0000   0.9566
  -1.000  -0.1859   0.05496   0.04499   0.0135   1.0000   0.9600
  -0.750  -0.1694   0.05473   0.04470   0.0128   1.0000   0.9640
  -0.500  -0.1588   0.05456   0.04448   0.0132   1.0000   0.9676
  -0.250  -0.1514   0.05447   0.04434   0.0143   1.0000   0.9710
   0.000  -0.1328   0.05438   0.04421   0.0131   1.0000   0.9747
   0.250  -0.1182   0.05437   0.04416   0.0127   1.0000   0.9784
   0.500  -0.1054   0.05446   0.04421   0.0128   1.0000   0.9823
   0.750  -0.0856   0.05458   0.04431   0.0113   1.0000   0.9862
   1.000  -0.0680   0.05478   0.04449   0.0103   1.0000   0.9902
   1.250  -0.0485   0.05514   0.04483   0.0088   1.0000   0.9946
   1.500  -0.0255   0.05564   0.04531   0.0066   1.0000   0.9994
   1.750  -0.0195   0.05572   0.04539   0.0078   1.0000   1.0000
   2.000  -0.0165   0.05571   0.04538   0.0095   1.0000   1.0000
   2.250  -0.0138   0.05569   0.04536   0.0113   1.0000   1.0000
   2.500  -0.0115   0.05567   0.04534   0.0131   1.0000   1.0000
   2.750  -0.0094   0.05562   0.04530   0.0150   1.0000   1.0000
   3.000  -0.0080   0.05557   0.04526   0.0169   1.0000   1.0000
   3.250  -0.0069   0.05550   0.04520   0.0188   1.0000   1.0000
   3.500  -0.0064   0.05538   0.04510   0.0208   1.0000   1.0000
   3.750  -0.0065   0.05524   0.04497   0.0229   1.0000   1.0000
   4.000  -0.0072   0.05506   0.04480   0.0250   1.0000   1.0000
   4.250  -0.0087   0.05482   0.04458   0.0272   1.0000   1.0000
   4.500  -0.0108   0.05451   0.04430   0.0296   1.0000   1.0000
   4.750   0.0215   0.05624   0.04609   0.0250   0.9865   1.0000
   5.000   0.0505   0.05816   0.04807   0.0213   0.9708   1.0000
   5.250   0.0689   0.05917   0.04913   0.0197   0.9548   1.0000
   5.500   0.0841   0.05994   0.04996   0.0189   0.9367   1.0000
   5.750   0.0966   0.06076   0.05082   0.0187   0.9205   1.0000
   6.000   0.1092   0.06165   0.05175   0.0186   0.9041   1.0000
   6.250   0.1254   0.06292   0.05305   0.0177   0.8888   1.0000
   6.500   0.1465   0.06463   0.05481   0.0160   0.8736   1.0000
   6.750   0.1712   0.06672   0.05697   0.0137   0.8580   1.0000
   7.000   0.1953   0.06873   0.05906   0.0116   0.8411   1.0000
   7.250   0.2172   0.07060   0.06100   0.0099   0.8233   1.0000
   7.500   0.2377   0.07240   0.06290   0.0084   0.8048   1.0000
   7.750   0.2567   0.07404   0.06463   0.0073   0.7837   1.0000
   8.000   0.2850   0.07629   0.06699   0.0051   0.7600   1.0000
   8.250   0.3678   0.07558   0.06649   0.0029   0.6647   1.0000
   8.500   0.4096   0.07570   0.06677   0.0022   0.6274   1.0000
   8.750   0.4483   0.07594   0.06720   0.0016   0.5978   1.0000
   9.000   0.5032   0.07523   0.06673   0.0007   0.5698   1.0000
   9.250   0.5365   0.07438   0.06610   0.0014   0.5411   1.0000
   9.500   0.6192   0.06790   0.06006   0.0033   0.5062   1.0000
   9.750   0.7302   0.05189   0.04470   0.0104   0.4594   1.0000
  10.000   0.7844   0.04085   0.03262   0.0210   0.2883   1.0000
  10.250   0.7773   0.04351   0.03421   0.0243   0.2217   1.0000
  10.500   0.7938   0.04529   0.03541   0.0260   0.1840   1.0000
  10.750   0.8460   0.04604   0.03577   0.0260   0.1551   1.0000
  11.000   0.9145   0.04747   0.03723   0.0240   0.1376   1.0000
  11.250   0.9838   0.05021   0.03990   0.0205   0.1262   1.0000
  11.500   1.0027   0.05300   0.04313   0.0210   0.1231   1.0000
  11.750   1.0178   0.05593   0.04640   0.0216   0.1205   1.0000
  12.000   1.0303   0.05888   0.04959   0.0223   0.1176   1.0000
  12.250   1.0558   0.06227   0.05306   0.0216   0.1145   1.0000
  12.500   1.0710   0.06661   0.05758   0.0215   0.1131   1.0000
  12.750   1.0577   0.06964   0.06092   0.0240   0.1135   1.0000
  13.000   1.0348   0.07293   0.06454   0.0265   0.1140   1.0000
  13.250   0.9820   0.07704   0.06910   0.0290   0.1158   1.0000
  13.500   0.9307   0.08301   0.07542   0.0293   0.1178   1.0000
  13.750   0.8791   0.09074   0.08342   0.0276   0.1206   1.0000
  14.000   0.8339   0.09962   0.09245   0.0242   0.1234   1.0000
  14.250   0.8049   0.10819   0.10109   0.0206   0.1256   1.0000
  14.500   0.7885   0.11613   0.10909   0.0173   0.1272   1.0000
  14.750   0.6849   0.14634   0.13918  -0.0016   0.1568   1.0000
  15.000   0.6150   0.17378   0.16649  -0.0215   0.2820   1.0000
<< Back to NACA 65(3)-218 (naca653218-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 65(3)-218 (naca653218-il)