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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66(2)-215 (naca662215-il)