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)-618 (naca653618-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 65(3)-618 (naca653618-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 17.75 at α=12.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca653618-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca653618-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 65(3)-618                                  
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.4170   0.12438   0.11846  -0.0104   1.0000   0.3888
  -8.500  -0.5824   0.10166   0.09603  -0.0296   1.0000   0.2045
  -8.250  -0.6740   0.09186   0.08634  -0.0322   1.0000   0.1840
  -8.000  -0.7470   0.08456   0.07882  -0.0328   1.0000   0.1742
  -7.750  -0.7883   0.07706   0.07087  -0.0331   1.0000   0.1628
  -7.500  -0.7874   0.07282   0.06643  -0.0323   1.0000   0.1561
  -7.250  -0.7959   0.06712   0.06018  -0.0323   1.0000   0.1486
  -7.000  -0.7937   0.06291   0.05520  -0.0322   1.0000   0.1433
  -6.750  -0.7832   0.05959   0.05157  -0.0317   1.0000   0.1424
  -6.500  -0.7706   0.05655   0.04814  -0.0314   1.0000   0.1419
  -6.250  -0.7554   0.05378   0.04496  -0.0311   1.0000   0.1417
  -6.000  -0.7381   0.05127   0.04207  -0.0307   1.0000   0.1411
  -5.750  -0.7195   0.04908   0.03950  -0.0302   1.0000   0.1409
  -5.500  -0.6999   0.04728   0.03731  -0.0298   1.0000   0.1424
  -5.250  -0.6795   0.04591   0.03547  -0.0293   1.0000   0.1446
  -5.000  -0.6605   0.04418   0.03375  -0.0285   1.0000   0.1479
  -4.750  -0.6408   0.04303   0.03252  -0.0276   1.0000   0.1508
  -4.500  -0.6209   0.04211   0.03150  -0.0265   1.0000   0.1545
  -4.250  -0.6008   0.04147   0.03062  -0.0253   1.0000   0.1603
  -4.000  -0.5832   0.04073   0.03010  -0.0236   1.0000   0.1676
  -3.750  -0.5645   0.04031   0.02958  -0.0220   1.0000   0.1764
  -3.500  -0.5475   0.03972   0.02919  -0.0202   1.0000   0.1875
  -3.250  -0.5294   0.03906   0.02866  -0.0192   1.0000   0.2070
  -3.000  -0.5091   0.03771   0.02783  -0.0194   1.0000   0.2512
  -2.750  -0.5136   0.03783   0.03056  -0.0096   1.0000   0.6522
  -2.500  -0.5227   0.04010   0.03282   0.0022   1.0000   0.7114
  -2.250  -0.5274   0.04158   0.03421   0.0117   1.0000   0.7500
  -2.000  -0.5287   0.04257   0.03508   0.0197   1.0000   0.7816
  -1.750  -0.3567   0.05338   0.04525   0.0132   1.0000   0.9412
  -1.500  -0.3102   0.05390   0.04547   0.0073   1.0000   0.9564
  -1.250  -0.2754   0.05416   0.04550   0.0032   1.0000   0.9666
  -1.000  -0.2457   0.05442   0.04557   0.0000   1.0000   0.9750
  -0.750  -0.2171   0.05475   0.04572  -0.0031   1.0000   0.9826
  -0.500  -0.1860   0.05511   0.04591  -0.0068   1.0000   0.9892
  -0.250  -0.1589   0.05557   0.04624  -0.0097   1.0000   0.9955
   0.000  -0.1376   0.05599   0.04653  -0.0115   1.0000   1.0000
   0.250  -0.1347   0.05574   0.04621  -0.0097   1.0000   1.0000
   0.500  -0.1320   0.05549   0.04589  -0.0079   1.0000   1.0000
   0.750  -0.1295   0.05521   0.04555  -0.0060   1.0000   1.0000
   1.000  -0.1273   0.05492   0.04520  -0.0041   1.0000   1.0000
   1.250  -0.1253   0.05460   0.04482  -0.0021   1.0000   1.0000
   1.500  -0.1237   0.05425   0.04442  -0.0001   1.0000   1.0000
   1.750  -0.1224   0.05386   0.04399   0.0019   1.0000   1.0000
   2.000  -0.1214   0.05342   0.04351   0.0040   1.0000   1.0000
   2.250  -0.1206   0.05293   0.04299   0.0061   1.0000   1.0000
   2.500  -0.1045   0.05345   0.04346   0.0052   0.9948   1.0000
   2.750  -0.0841   0.05425   0.04420   0.0035   0.9855   1.0000
   3.000  -0.0676   0.05481   0.04472   0.0025   0.9759   1.0000
   3.250  -0.0508   0.05568   0.04554   0.0016   0.9673   1.0000
   3.500  -0.0281   0.05681   0.04661  -0.0004   0.9567   1.0000
   3.750  -0.0115   0.05728   0.04705  -0.0013   0.9469   1.0000
   4.000   0.0233   0.05989   0.04960  -0.0055   0.9396   1.0000
   4.250   0.0392   0.06006   0.04977  -0.0062   0.9285   1.0000
   4.500   0.0798   0.06352   0.05318  -0.0116   0.9223   1.0000
   4.750   0.0936   0.06339   0.05306  -0.0119   0.9101   1.0000
   5.000   0.1283   0.06634   0.05599  -0.0161   0.9040   1.0000
   5.250   0.1489   0.06712   0.05679  -0.0177   0.8915   1.0000
   5.500   0.1723   0.06895   0.05863  -0.0199   0.8834   1.0000
   5.750   0.2046   0.07129   0.06098  -0.0234   0.8725   1.0000
   6.000   0.2208   0.07246   0.06219  -0.0244   0.8621   1.0000
   6.250   0.2619   0.07620   0.06595  -0.0294   0.8534   1.0000
   6.500   0.2719   0.07663   0.06643  -0.0293   0.8408   1.0000
   6.750   0.2969   0.07915   0.06899  -0.0318   0.8322   1.0000
   7.000   0.3264   0.08166   0.07155  -0.0347   0.8200   1.0000
   7.250   0.3386   0.08289   0.07285  -0.0351   0.8075   1.0000
   7.500   0.3663   0.08597   0.07598  -0.0379   0.7988   1.0000
   7.750   0.3931   0.08841   0.07850  -0.0403   0.7852   1.0000
   8.000   0.4029   0.08971   0.07988  -0.0404   0.7719   1.0000
   8.250   0.4201   0.09200   0.08224  -0.0417   0.7602   1.0000
   8.500   0.4547   0.09582   0.08616  -0.0451   0.7490   1.0000
   8.750   0.4746   0.09793   0.08838  -0.0464   0.7339   1.0000
   9.000   0.4839   0.09951   0.09005  -0.0467   0.7192   1.0000
   9.250   0.4973   0.10167   0.09231  -0.0474   0.7046   1.0000
   9.500   0.5128   0.10410   0.09484  -0.0485   0.6901   1.0000
   9.750   0.5302   0.10665   0.09751  -0.0497   0.6745   1.0000
  10.000   0.5479   0.10918   0.10016  -0.0508   0.6581   1.0000
  10.250   0.5673   0.11162   0.10272  -0.0519   0.6392   1.0000
  10.500   0.6003   0.11414   0.10540  -0.0535   0.6144   1.0000
  10.750   0.6792   0.10786   0.09931  -0.0509   0.5279   1.0000
  11.000   0.7381   0.10662   0.09833  -0.0513   0.5031   1.0000
  11.250   0.7396   0.10854   0.10037  -0.0508   0.4825   1.0000
  11.500   0.7842   0.10705   0.09913  -0.0502   0.4587   1.0000
  12.250   1.0770   0.06067   0.05345  -0.0297   0.2949   1.0000
  12.500   1.0688   0.06322   0.05496  -0.0264   0.2230   1.0000
  12.750   1.0730   0.06572   0.05682  -0.0245   0.1835   1.0000
  13.000   1.0988   0.06679   0.05745  -0.0231   0.1559   1.0000
  13.250   1.1366   0.06767   0.05831  -0.0224   0.1374   1.0000
  13.500   1.1880   0.06865   0.05927  -0.0225   0.1240   1.0000
  13.750   1.2431   0.07045   0.06097  -0.0234   0.1140   1.0000
  14.000   1.2441   0.07397   0.06494  -0.0226   0.1113   1.0000
  14.250   1.2483   0.07776   0.06910  -0.0220   0.1091   1.0000
  14.500   1.2480   0.08187   0.07356  -0.0215   0.1077   1.0000
  14.750   1.2409   0.08634   0.07834  -0.0210   0.1067   1.0000
  15.000   1.2254   0.09131   0.08361  -0.0208   0.1063   1.0000
  15.250   1.1968   0.09740   0.09005  -0.0212   0.1069   1.0000
  15.500   1.1585   0.10480   0.09780  -0.0227   0.1083   1.0000
  15.750   1.1169   0.11355   0.10682  -0.0257   0.1101   1.0000
  16.000   1.0770   0.12339   0.11686  -0.0300   0.1119   1.0000
  16.250   1.0451   0.13346   0.12705  -0.0348   0.1136   1.0000
  16.500   1.0242   0.14296   0.13663  -0.0395   0.1149   1.0000
<< Back to NACA 65(3)-618 (naca653618-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 65(3)-618 (naca653618-il)