NACA 66(2)-415 (naca662415-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 66(2)-415 (naca662415-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.89 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca662415-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca662415-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 66(2)-415
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.4456 0.12784 0.12130 -0.0234 1.0000 0.3242
-10.000 -0.4664 0.12739 0.12095 -0.0209 1.0000 0.3373
-9.750 -0.4592 0.12462 0.11817 -0.0187 1.0000 0.3527
-9.500 -0.4606 0.12250 0.11609 -0.0162 1.0000 0.3687
-9.250 -0.4563 0.11994 0.11355 -0.0140 1.0000 0.3840
-9.000 -0.4553 0.11756 0.11120 -0.0117 1.0000 0.3996
-8.750 -0.4488 0.11478 0.10843 -0.0099 1.0000 0.4123
-8.500 -0.4492 0.11243 0.10612 -0.0077 1.0000 0.4271
-8.250 -0.4503 0.11015 0.10387 -0.0054 1.0000 0.4418
-8.000 -0.4524 0.10788 0.10164 -0.0032 1.0000 0.4565
-7.750 -0.4546 0.10560 0.09938 -0.0008 1.0000 0.4716
-7.500 -0.4589 0.10346 0.09728 0.0016 1.0000 0.4862
-6.500 -0.7644 0.06674 0.05992 -0.0150 1.0000 0.1865
-6.250 -0.7625 0.06087 0.05311 -0.0146 1.0000 0.1601
-6.000 -0.7509 0.05686 0.04877 -0.0135 1.0000 0.1535
-5.750 -0.7373 0.05339 0.04449 -0.0123 1.0000 0.1449
-5.500 -0.7205 0.05018 0.04096 -0.0112 1.0000 0.1409
-5.250 -0.7018 0.04718 0.03738 -0.0102 1.0000 0.1359
-5.000 -0.6808 0.04506 0.03445 -0.0088 1.0000 0.1322
-4.750 -0.6602 0.04283 0.03199 -0.0080 1.0000 0.1334
-4.500 -0.6391 0.04099 0.03000 -0.0071 1.0000 0.1359
-4.250 -0.6169 0.03942 0.02819 -0.0061 1.0000 0.1378
-4.000 -0.5939 0.03805 0.02658 -0.0050 1.0000 0.1392
-3.750 -0.5707 0.03691 0.02525 -0.0039 1.0000 0.1423
-3.500 -0.5475 0.03601 0.02418 -0.0026 1.0000 0.1481
-3.250 -0.5250 0.03520 0.02348 -0.0012 1.0000 0.1559
-3.000 -0.1867 0.04242 0.03340 -0.0306 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1807 0.04207 0.03284 -0.0286 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1743 0.04176 0.03235 -0.0266 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1677 0.04149 0.03189 -0.0245 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1608 0.04126 0.03150 -0.0225 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1537 0.04106 0.03115 -0.0204 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1466 0.04089 0.03084 -0.0183 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1393 0.04074 0.03056 -0.0162 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1320 0.04061 0.03031 -0.0141 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1247 0.04050 0.03008 -0.0120 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1176 0.04040 0.02988 -0.0099 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1104 0.04032 0.02972 -0.0077 1.0000 1.0000
0.000 -0.1035 0.04025 0.02956 -0.0055 1.0000 1.0000
0.250 -0.0966 0.04020 0.02943 -0.0033 1.0000 1.0000
0.500 -0.0900 0.04015 0.02931 -0.0011 1.0000 1.0000
0.750 -0.0836 0.04011 0.02921 0.0011 1.0000 1.0000
1.000 -0.0774 0.04007 0.02912 0.0034 1.0000 1.0000
1.250 -0.0716 0.04003 0.02904 0.0056 1.0000 1.0000
1.500 -0.0660 0.04000 0.02897 0.0079 1.0000 1.0000
1.750 -0.0607 0.03996 0.02890 0.0102 1.0000 1.0000
2.000 -0.0556 0.03993 0.02884 0.0126 1.0000 1.0000
2.250 -0.0508 0.03989 0.02879 0.0149 1.0000 1.0000
2.500 -0.0460 0.03986 0.02875 0.0171 1.0000 1.0000
2.750 -0.0411 0.03985 0.02873 0.0193 1.0000 1.0000
3.000 -0.0359 0.03988 0.02875 0.0214 1.0000 1.0000
3.250 -0.0292 0.04000 0.02886 0.0232 1.0000 1.0000
3.500 -0.0202 0.04027 0.02913 0.0245 1.0000 1.0000
3.750 -0.0090 0.04070 0.02956 0.0252 1.0000 1.0000
4.000 0.0040 0.04129 0.03016 0.0256 1.0000 1.0000
4.250 0.0184 0.04201 0.03089 0.0257 1.0000 1.0000
4.500 0.0336 0.04285 0.03175 0.0255 1.0000 1.0000
4.750 0.0493 0.04379 0.03272 0.0252 1.0000 1.0000
5.000 0.0653 0.04484 0.03380 0.0247 1.0000 1.0000
5.250 0.0814 0.04598 0.03499 0.0241 1.0000 1.0000
5.500 0.1104 0.04820 0.03728 0.0209 0.9948 1.0000
5.750 0.1473 0.05105 0.04021 0.0161 0.9818 1.0000
6.000 0.1805 0.05342 0.04271 0.0121 0.9639 1.0000
6.250 0.2162 0.05617 0.04558 0.0077 0.9457 1.0000
6.500 0.2542 0.05939 0.04893 0.0031 0.9271 1.0000
6.750 0.2746 0.06057 0.05027 0.0018 0.9036 1.0000
7.000 0.3133 0.06345 0.05332 -0.0024 0.8783 1.0000
7.250 0.4185 0.06330 0.05353 -0.0099 0.7725 1.0000
7.500 0.4547 0.06391 0.05435 -0.0114 0.7429 1.0000
7.750 0.4876 0.06446 0.05515 -0.0124 0.7160 1.0000
8.000 0.5295 0.06473 0.05569 -0.0140 0.6902 1.0000
8.250 0.5813 0.06394 0.05526 -0.0155 0.6625 1.0000
8.750 0.7653 0.03604 0.02663 0.0044 0.2687 1.0000
9.000 0.7605 0.03893 0.02845 0.0078 0.2014 1.0000
9.250 0.7821 0.04058 0.02971 0.0091 0.1660 1.0000
9.500 0.8618 0.04138 0.03027 0.0058 0.1374 1.0000
9.750 0.9740 0.04450 0.03351 -0.0031 0.1203 1.0000
10.000 1.0398 0.04887 0.03811 -0.0087 0.1133 1.0000
10.250 1.0665 0.05228 0.04201 -0.0088 0.1122 1.0000
10.500 1.0812 0.05552 0.04568 -0.0074 0.1115 1.0000
10.750 1.0868 0.05864 0.04923 -0.0051 0.1107 1.0000
11.000 1.0864 0.06174 0.05271 -0.0023 0.1103 1.0000
11.250 1.0815 0.06492 0.05621 0.0008 0.1105 1.0000
11.500 1.0720 0.06826 0.05985 0.0040 0.1109 1.0000
11.750 1.0600 0.07187 0.06374 0.0069 0.1119 1.0000
12.000 1.0509 0.07592 0.06801 0.0091 0.1132 1.0000
12.250 1.0666 0.08177 0.07399 0.0086 0.1151 1.0000
12.500 1.0103 0.08394 0.07653 0.0136 0.1163 1.0000
12.750 0.9487 0.08906 0.08198 0.0155 0.1184 1.0000
13.000 0.8836 0.09752 0.09064 0.0137 0.1227 1.0000
13.250 0.8524 0.10567 0.09886 0.0106 0.1262 1.0000
13.500 0.8522 0.11178 0.10500 0.0091 0.1285 1.0000
13.750 0.5804 0.13200 0.12566 -0.0020 0.1738 1.0000
14.000 0.5236 0.14980 0.14348 -0.0156 0.2948 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66(2)-415 (naca662415-il)