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(2)-215 (naca662215-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 66(2)-215 (naca662215-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 21.54 at α=8.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca662215-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca662215-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 66(2)-215                                  
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.4076   0.11230   0.10542  -0.0246   1.0000   0.3945
  -9.750  -0.4268   0.11115   0.10437  -0.0214   1.0000   0.4054
  -9.250  -0.6296   0.08808   0.08183  -0.0375   1.0000   0.2069
  -9.000  -0.6791   0.08490   0.07871  -0.0340   1.0000   0.2038
  -8.750  -0.7274   0.08270   0.07656  -0.0285   1.0000   0.2027
  -8.500  -0.7673   0.07872   0.07246  -0.0246   1.0000   0.1902
  -8.250  -0.8300   0.07548   0.06886  -0.0183   1.0000   0.1835
  -8.000  -0.8394   0.07037   0.06340  -0.0158   1.0000   0.1649
  -7.750  -0.8670   0.06662   0.05888  -0.0106   1.0000   0.1519
  -7.500  -0.8507   0.06200   0.05431  -0.0098   1.0000   0.1461
  -7.250  -0.8629   0.05865   0.04998  -0.0051   1.0000   0.1363
  -7.000  -0.8501   0.05495   0.04618  -0.0035   1.0000   0.1334
  -6.750  -0.8407   0.05182   0.04268  -0.0013   1.0000   0.1302
  -6.500  -0.8297   0.04904   0.03946   0.0009   1.0000   0.1288
  -6.250  -0.8159   0.04662   0.03664   0.0029   1.0000   0.1293
  -6.000  -0.7993   0.04433   0.03396   0.0046   1.0000   0.1297
  -5.750  -0.7800   0.04220   0.03144   0.0061   1.0000   0.1295
  -5.500  -0.7585   0.04027   0.02916   0.0074   1.0000   0.1300
  -5.250  -0.7359   0.03865   0.02725   0.0086   1.0000   0.1322
  -5.000  -0.7135   0.03741   0.02563   0.0099   1.0000   0.1365
  -4.750  -0.6854   0.03587   0.02421   0.0102   1.0000   0.1420
  -4.500  -0.6552   0.03492   0.02320   0.0107   1.0000   0.1486
  -4.250  -0.1956   0.04495   0.03565  -0.0298   1.0000   0.9881
  -4.000  -0.1564   0.04396   0.03433  -0.0351   1.0000   1.0000
  -3.750  -0.1524   0.04346   0.03370  -0.0331   1.0000   1.0000
  -3.500  -0.1479   0.04302   0.03312  -0.0312   1.0000   1.0000
  -3.250  -0.1429   0.04263   0.03260  -0.0292   1.0000   1.0000
  -3.000  -0.1373   0.04228   0.03211  -0.0272   1.0000   1.0000
  -2.750  -0.1313   0.04197   0.03168  -0.0252   1.0000   1.0000
  -2.500  -0.1249   0.04170   0.03130  -0.0232   1.0000   1.0000
  -2.250  -0.1182   0.04147   0.03097  -0.0212   1.0000   1.0000
  -2.000  -0.1112   0.04126   0.03066  -0.0192   1.0000   1.0000
  -1.750  -0.1040   0.04109   0.03039  -0.0172   1.0000   1.0000
  -1.500  -0.0966   0.04094   0.03016  -0.0151   1.0000   1.0000
  -1.250  -0.0891   0.04081   0.02996  -0.0131   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.0814   0.04071   0.02979  -0.0111   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.0737   0.04063   0.02964  -0.0091   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.0660   0.04057   0.02952  -0.0070   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.0583   0.04053   0.02943  -0.0050   1.0000   1.0000
   0.000  -0.0506   0.04050   0.02937  -0.0029   1.0000   1.0000
   0.250  -0.0430   0.04050   0.02933  -0.0008   1.0000   1.0000
   0.500  -0.0356   0.04051   0.02931   0.0012   1.0000   1.0000
   0.750  -0.0283   0.04054   0.02932   0.0033   1.0000   1.0000
   1.000  -0.0211   0.04058   0.02935   0.0054   1.0000   1.0000
   1.250  -0.0142   0.04064   0.02939   0.0075   1.0000   1.0000
   1.500  -0.0075   0.04071   0.02946   0.0097   1.0000   1.0000
   1.750  -0.0011   0.04079   0.02956   0.0118   1.0000   1.0000
   2.000   0.0049   0.04089   0.02966   0.0140   1.0000   1.0000
   2.250   0.0106   0.04100   0.02979   0.0162   1.0000   1.0000
   2.500   0.0160   0.04112   0.02993   0.0184   1.0000   1.0000
   2.750   0.0208   0.04124   0.03008   0.0207   1.0000   1.0000
   3.000   0.0253   0.04137   0.03024   0.0229   1.0000   1.0000
   3.250   0.0293   0.04151   0.03041   0.0252   1.0000   1.0000
   3.500   0.0329   0.04165   0.03058   0.0275   1.0000   1.0000
   3.750   0.0359   0.04179   0.03077   0.0299   1.0000   1.0000
   4.000   0.0387   0.04193   0.03096   0.0322   1.0000   1.0000
   4.250   0.0411   0.04208   0.03116   0.0345   1.0000   1.0000
   4.500   0.0435   0.04225   0.03139   0.0367   1.0000   1.0000
   4.750   0.0462   0.04248   0.03167   0.0387   1.0000   1.0000
   5.000   0.0496   0.04277   0.03201   0.0406   1.0000   1.0000
   5.250   0.0548   0.04322   0.03252   0.0420   1.0000   1.0000
   5.500   0.0621   0.04386   0.03322   0.0429   1.0000   1.0000
   5.750   0.0713   0.04469   0.03412   0.0434   1.0000   1.0000
   6.000   0.1059   0.04728   0.03687   0.0386   0.9878   1.0000
   6.250   0.1641   0.05161   0.04142   0.0296   0.9577   1.0000
   6.500   0.3231   0.05503   0.04548   0.0105   0.8171   1.0000
   6.750   0.3609   0.05563   0.04634   0.0089   0.7849   1.0000
   7.000   0.4030   0.05601   0.04701   0.0071   0.7546   1.0000
   7.250   0.4418   0.05564   0.04696   0.0065   0.7211   1.0000
   7.500   0.6415   0.03290   0.02287   0.0180   0.2408   1.0000
   7.750   0.6326   0.03433   0.02370   0.0232   0.2028   1.0000
   8.000   0.6483   0.03555   0.02454   0.0257   0.1735   1.0000
   8.250   0.9021   0.04189   0.03085  -0.0049   0.1231   1.0000
   8.500   0.9358   0.04443   0.03374  -0.0054   0.1204   1.0000
   8.750   0.9546   0.04670   0.03628  -0.0039   0.1181   1.0000
   9.000   0.9729   0.04915   0.03884  -0.0027   0.1154   1.0000
   9.250   0.9866   0.05213   0.04199  -0.0009   0.1138   1.0000
   9.500   0.9877   0.05439   0.04454   0.0030   0.1138   1.0000
   9.750   0.9758   0.05577   0.04631   0.0090   0.1148   1.0000
  10.000   0.9590   0.05760   0.04859   0.0152   0.1164   1.0000
  10.250   0.9455   0.06025   0.05164   0.0200   0.1185   1.0000
  10.500   0.9327   0.06337   0.05510   0.0241   0.1207   1.0000
  10.750   0.9192   0.06662   0.05862   0.0277   0.1228   1.0000
  11.000   0.9086   0.07021   0.06239   0.0305   0.1249   1.0000
  11.250   0.9319   0.07627   0.06852   0.0292   0.1277   1.0000
  11.500   0.8646   0.07736   0.06997   0.0362   0.1300   1.0000
  11.750   0.8091   0.08213   0.07497   0.0382   0.1324   1.0000
  12.000   0.7605   0.08885   0.08179   0.0371   0.1356   1.0000
  12.250   0.7445   0.09550   0.08848   0.0353   0.1402   1.0000
  12.500   0.6662   0.11119   0.10413   0.0244   0.1533   1.0000
  12.750   0.5793   0.14250   0.13526  -0.0020   0.3261   1.0000
<< Back to NACA 66(2)-215 (naca662215-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 66(2)-215 (naca662215-il)