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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(3)-618 (naca653618-il)