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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(3)-218 (naca653218-il)