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

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
<< Back to NACA 66-018 (naca66-018-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 66-018 (naca66-018-il)