NACA 66-018 (naca66-018-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 66-018 (naca66-018-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.87 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca66-018-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca66-018-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 66-018
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.750 -0.3146 0.14186 0.13536 -0.0351 1.0000 0.2989
-13.500 -0.3509 0.14433 0.13787 -0.0346 1.0000 0.3044
-13.250 -0.5848 0.10377 0.09665 -0.0668 1.0000 0.1412
-13.000 -0.5855 0.09887 0.09176 -0.0675 1.0000 0.1391
-12.750 -0.6197 0.09150 0.08442 -0.0694 1.0000 0.1346
-12.500 -0.7646 0.08451 0.07725 -0.0656 1.0000 0.1275
-12.250 -0.8006 0.08269 0.07536 -0.0606 1.0000 0.1264
-12.000 -0.8162 0.08006 0.07271 -0.0569 1.0000 0.1253
-11.750 -0.8423 0.07796 0.07056 -0.0522 1.0000 0.1243
-11.500 -0.8727 0.07608 0.06860 -0.0466 1.0000 0.1235
-11.250 -0.9024 0.07441 0.06683 -0.0408 1.0000 0.1225
-11.000 -0.9347 0.07292 0.06523 -0.0341 1.0000 0.1217
-10.750 -0.9654 0.07140 0.06357 -0.0272 1.0000 0.1208
-10.500 -0.9906 0.06935 0.06131 -0.0211 1.0000 0.1198
-10.250 -1.0115 0.06708 0.05878 -0.0153 1.0000 0.1185
-10.000 -1.0297 0.06467 0.05606 -0.0096 1.0000 0.1173
-9.750 -1.0426 0.06224 0.05329 -0.0044 1.0000 0.1167
-9.500 -1.0488 0.05986 0.05059 0.0000 1.0000 0.1165
-9.250 -1.0481 0.05757 0.04800 0.0035 1.0000 0.1172
-9.000 -1.0432 0.05535 0.04551 0.0065 1.0000 0.1184
-8.750 -1.0347 0.05312 0.04298 0.0092 1.0000 0.1199
-8.500 -1.0207 0.05091 0.04044 0.0113 1.0000 0.1213
-8.250 -1.0000 0.04875 0.03794 0.0124 1.0000 0.1229
-8.000 -0.9791 0.04695 0.03572 0.0137 1.0000 0.1261
-7.750 -0.9206 0.04460 0.03348 0.0090 1.0000 0.1353
-7.500 -0.7387 0.04282 0.03218 -0.0106 1.0000 0.1815
-7.250 -0.7249 0.04171 0.03145 -0.0080 1.0000 0.2125
-7.000 -0.7329 0.03992 0.03030 -0.0029 1.0000 0.2582
-6.750 -0.7124 0.04804 0.04092 0.0132 1.0000 0.6324
-6.500 -0.4905 0.06729 0.05895 0.0068 1.0000 0.7407
-6.250 -0.4441 0.06800 0.05934 0.0050 1.0000 0.7750
-6.000 -0.4018 0.06797 0.05903 0.0030 1.0000 0.8086
-5.750 -0.1785 0.06577 0.05598 -0.0289 1.0000 0.9830
-5.500 -0.1335 0.06326 0.05320 -0.0367 1.0000 1.0000
-5.250 -0.1307 0.06243 0.05228 -0.0352 1.0000 1.0000
-5.000 -0.1274 0.06166 0.05141 -0.0337 1.0000 1.0000
-4.750 -0.1237 0.06094 0.05060 -0.0322 1.0000 1.0000
-4.500 -0.1195 0.06025 0.04983 -0.0306 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1150 0.05961 0.04911 -0.0290 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1102 0.05903 0.04843 -0.0274 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1050 0.05848 0.04781 -0.0258 1.0000 1.0000
-3.500 -0.0995 0.05797 0.04723 -0.0241 1.0000 1.0000
-3.250 -0.0937 0.05750 0.04669 -0.0225 1.0000 1.0000
-3.000 -0.0877 0.05707 0.04619 -0.0208 1.0000 1.0000
-2.750 -0.0814 0.05668 0.04574 -0.0191 1.0000 1.0000
-2.500 -0.0748 0.05633 0.04533 -0.0174 1.0000 1.0000
-2.250 -0.0680 0.05601 0.04496 -0.0157 1.0000 1.0000
-2.000 -0.0610 0.05573 0.04463 -0.0140 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0538 0.05548 0.04435 -0.0122 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0464 0.05527 0.04410 -0.0105 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0389 0.05509 0.04389 -0.0087 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0313 0.05494 0.04372 -0.0070 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0235 0.05483 0.04358 -0.0052 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0157 0.05475 0.04349 -0.0035 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0079 0.05470 0.04343 -0.0017 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.05468 0.04341 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0079 0.05470 0.04343 0.0018 1.0000 1.0000
0.500 0.0157 0.05474 0.04348 0.0035 1.0000 1.0000
0.750 0.0235 0.05482 0.04357 0.0053 1.0000 1.0000
1.000 0.0312 0.05493 0.04370 0.0070 1.0000 1.0000
1.250 0.0389 0.05507 0.04387 0.0087 1.0000 1.0000
1.500 0.0464 0.05525 0.04408 0.0105 1.0000 1.0000
1.750 0.0538 0.05546 0.04432 0.0122 1.0000 1.0000
2.000 0.0610 0.05570 0.04461 0.0140 1.0000 1.0000
2.250 0.0680 0.05598 0.04493 0.0157 1.0000 1.0000
2.500 0.0748 0.05629 0.04529 0.0174 1.0000 1.0000
2.750 0.0813 0.05664 0.04570 0.0191 1.0000 1.0000
3.000 0.0877 0.05703 0.04615 0.0208 1.0000 1.0000
3.250 0.0938 0.05745 0.04663 0.0225 1.0000 1.0000
3.500 0.0996 0.05791 0.04717 0.0242 1.0000 1.0000
3.750 0.1050 0.05842 0.04774 0.0258 1.0000 1.0000
4.000 0.1103 0.05896 0.04837 0.0274 1.0000 1.0000
4.250 0.1151 0.05955 0.04905 0.0291 1.0000 1.0000
4.500 0.1196 0.06018 0.04976 0.0306 1.0000 1.0000
4.750 0.1237 0.06085 0.05052 0.0322 1.0000 1.0000
5.000 0.1274 0.06157 0.05133 0.0337 1.0000 1.0000
5.250 0.1307 0.06234 0.05218 0.0352 1.0000 1.0000
5.500 0.1336 0.06315 0.05311 0.0367 1.0000 1.0000
5.750 0.1779 0.06565 0.05586 0.0291 0.9834 1.0000
6.000 0.4019 0.06792 0.05898 -0.0030 0.8088 1.0000
6.250 0.4447 0.06794 0.05928 -0.0051 0.7751 1.0000
6.500 0.4915 0.06720 0.05885 -0.0069 0.7406 1.0000
6.750 0.7586 0.03775 0.03016 -0.0063 0.4251 1.0000
7.000 0.7213 0.04148 0.03458 -0.0017 0.5064 1.0000
7.250 0.7249 0.04169 0.03143 0.0080 0.2122 1.0000
7.500 0.7390 0.04281 0.03215 0.0106 0.1810 1.0000
7.750 0.9207 0.04460 0.03347 -0.0090 0.1352 1.0000
8.000 0.9810 0.04701 0.03575 -0.0140 0.1260 1.0000
8.250 0.9999 0.04874 0.03791 -0.0124 0.1228 1.0000
8.500 1.0207 0.05089 0.04040 -0.0113 0.1213 1.0000
8.750 1.0350 0.05315 0.04301 -0.0093 0.1201 1.0000
9.000 1.0430 0.05538 0.04556 -0.0065 0.1189 1.0000
9.250 1.0466 0.05766 0.04815 -0.0032 0.1180 1.0000
9.500 1.0464 0.05994 0.05071 0.0004 0.1169 1.0000
9.750 1.0405 0.06231 0.05339 0.0048 0.1168 1.0000
10.000 1.0281 0.06470 0.05611 0.0098 0.1174 1.0000
10.250 1.0112 0.06706 0.05876 0.0153 0.1184 1.0000
10.500 0.9906 0.06934 0.06129 0.0211 0.1195 1.0000
10.750 0.9658 0.07141 0.06357 0.0272 0.1207 1.0000
11.000 0.9355 0.07295 0.06526 0.0340 0.1215 1.0000
11.250 0.9058 0.07442 0.06684 0.0404 0.1225 1.0000
11.500 0.8749 0.07612 0.06864 0.0464 0.1233 1.0000
11.750 0.8460 0.07799 0.07058 0.0518 0.1242 1.0000
12.000 0.8220 0.08013 0.07277 0.0565 0.1251 1.0000
12.250 0.8256 0.08394 0.07660 0.0583 0.1266 1.0000
12.500 0.7608 0.08423 0.07696 0.0660 0.1273 1.0000
12.750 0.6198 0.09166 0.08458 0.0693 0.1353 1.0000
13.000 0.5912 0.09836 0.09124 0.0678 0.1389 1.0000
13.250 0.5908 0.10324 0.09612 0.0671 0.1409 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66-018 (naca66-018-il)