NACA 66(3)-218 (naca663218-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 66(3)-218 (naca663218-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 26.68 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca663218-il-100000.txt Download as CSV file: xf-naca663218-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 66(3)-218
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.5072 0.10595 0.10137 -0.0552 0.9840 0.2099
-10.750 -0.4922 0.10315 0.09853 -0.0551 0.9820 0.2146
-9.750 -0.9420 0.06520 0.05827 -0.0298 0.9693 0.0855
-9.500 -0.9299 0.06058 0.05364 -0.0289 0.9690 0.0828
-9.250 -0.9354 0.05771 0.05053 -0.0247 0.9698 0.0803
-9.000 -0.9498 0.05451 0.04674 -0.0186 0.9715 0.0766
-8.750 -0.9750 0.05359 0.04524 -0.0095 0.9746 0.0744
-8.500 -0.9792 0.05250 0.04393 -0.0042 0.9792 0.0738
-8.250 -1.0338 0.05215 0.04362 0.0106 1.0000 0.0740
-8.000 -1.0194 0.04910 0.04037 0.0121 1.0000 0.0733
-7.750 -1.0055 0.04663 0.03763 0.0140 1.0000 0.0730
-7.500 -0.9902 0.04456 0.03530 0.0157 1.0000 0.0728
-7.250 -0.9766 0.04314 0.03352 0.0179 1.0000 0.0736
-7.000 -0.9579 0.04107 0.03126 0.0190 1.0000 0.0747
-6.750 -0.9361 0.03928 0.02942 0.0196 1.0000 0.0759
-6.500 -0.9141 0.03789 0.02796 0.0203 1.0000 0.0772
-6.250 -0.8920 0.03675 0.02674 0.0211 1.0000 0.0786
-6.000 -0.8701 0.03576 0.02570 0.0220 1.0000 0.0806
-5.750 -0.8499 0.03497 0.02483 0.0231 1.0000 0.0835
-5.500 -0.8295 0.03410 0.02391 0.0241 1.0000 0.0870
-5.250 -0.8111 0.03313 0.02309 0.0254 1.0000 0.0910
-5.000 -0.7957 0.03241 0.02239 0.0271 1.0000 0.0951
-4.750 -0.7822 0.03169 0.02165 0.0293 1.0000 0.1000
-4.500 -0.7720 0.03082 0.02089 0.0317 1.0000 0.1076
-4.250 -0.7618 0.02998 0.02010 0.0342 1.0000 0.1179
-4.000 -0.7519 0.02904 0.01932 0.0368 1.0000 0.1377
-3.750 -0.7549 0.02662 0.01820 0.0411 1.0000 0.2900
-3.500 -0.7700 0.02683 0.02073 0.0525 1.0000 0.7074
-3.250 -0.7594 0.02909 0.02289 0.0586 1.0000 0.7536
-3.000 -0.7419 0.03165 0.02538 0.0638 1.0000 0.7780
-2.750 -0.5706 0.04404 0.03753 0.0512 1.0000 0.8424
-2.500 -0.4726 0.04743 0.04066 0.0406 1.0000 0.8729
-2.250 -0.4196 0.04807 0.04114 0.0353 1.0000 0.8836
-2.000 -0.3874 0.04825 0.04120 0.0334 1.0000 0.8943
-1.750 -0.3799 0.04818 0.04104 0.0358 1.0000 0.9050
-1.500 -0.3398 0.04831 0.04106 0.0320 1.0000 0.9117
-1.250 -0.3390 0.04814 0.04083 0.0355 1.0000 0.9198
-1.000 -0.3024 0.04821 0.04081 0.0322 1.0000 0.9250
-0.750 -0.2913 0.04815 0.04069 0.0335 1.0000 0.9310
-0.500 -0.2749 0.04810 0.04058 0.0339 1.0000 0.9359
-0.250 -0.2524 0.04816 0.04059 0.0330 1.0000 0.9401
0.000 -0.2387 0.04822 0.04060 0.0338 0.9993 0.9442
0.250 -0.2117 0.04886 0.04117 0.0318 0.9933 0.9474
0.500 -0.1646 0.04943 0.04171 0.0258 0.9854 0.9499
0.750 -0.1299 0.04987 0.04211 0.0224 0.9767 0.9520
1.000 -0.0985 0.05056 0.04278 0.0196 0.9693 0.9543
1.500 -0.0484 0.05127 0.04346 0.0168 0.9481 0.9575
1.750 -0.0315 0.05161 0.04379 0.0171 0.9382 0.9590
2.000 0.0046 0.05287 0.04505 0.0137 0.9298 0.9604
2.250 0.0236 0.05262 0.04482 0.0136 0.9172 0.9615
2.500 0.0423 0.05290 0.04511 0.0135 0.9063 0.9625
2.750 0.0902 0.05457 0.04680 0.0081 0.8975 0.9638
3.250 0.1548 0.05519 0.04748 0.0044 0.8638 0.9652
3.500 0.2493 0.05326 0.04559 -0.0046 0.8134 0.9660
3.750 0.2606 0.05301 0.04537 -0.0026 0.7987 0.9672
4.000 0.2762 0.05286 0.04526 -0.0011 0.7848 0.9678
4.250 0.3012 0.05282 0.04528 -0.0012 0.7738 0.9682
4.500 0.3317 0.05268 0.04522 -0.0020 0.7640 0.9690
4.750 0.3390 0.05263 0.04523 0.0006 0.7511 0.9706
5.000 0.3893 0.05235 0.04505 -0.0028 0.7447 0.9713
5.250 0.3931 0.05209 0.04485 0.0006 0.7311 0.9722
5.500 0.4095 0.05194 0.04479 0.0017 0.7180 0.9732
5.750 0.4656 0.05118 0.04418 -0.0024 0.7118 0.9739
6.000 0.4848 0.05079 0.04391 -0.0014 0.6985 0.9752
6.250 0.5057 0.05051 0.04375 -0.0009 0.6854 0.9771
6.500 0.5617 0.04917 0.04260 -0.0043 0.6796 0.9783
6.750 0.6400 0.04444 0.03811 -0.0078 0.6639 0.9792
7.000 0.6703 0.04102 0.03483 -0.0052 0.6400 0.9807
7.250 0.7026 0.03844 0.03242 -0.0037 0.6233 0.9824
7.500 0.7322 0.03603 0.03021 -0.0021 0.6045 0.9841
7.750 0.7494 0.03465 0.02898 0.0003 0.5738 0.9863
8.000 0.8000 0.02999 0.02271 0.0037 0.3190 0.9873
8.250 0.7759 0.03242 0.02406 0.0096 0.1863 0.9905
8.500 0.7695 0.03446 0.02545 0.0131 0.1291 0.9936
8.750 0.7785 0.03585 0.02665 0.0144 0.1094 0.9963
9.000 0.7922 0.03706 0.02778 0.0154 0.0978 0.9988
9.250 0.8050 0.03800 0.02859 0.0170 0.0908 1.0000
9.500 0.8127 0.03853 0.02914 0.0197 0.0850 1.0000
9.750 0.8434 0.03924 0.02961 0.0198 0.0797 1.0000
10.000 0.8667 0.03983 0.03032 0.0209 0.0764 1.0000
10.250 0.8905 0.04056 0.03109 0.0216 0.0728 1.0000
10.500 0.9537 0.04246 0.03289 0.0170 0.0681 1.0000
10.750 0.9786 0.04385 0.03451 0.0176 0.0669 1.0000
11.000 1.0001 0.04549 0.03639 0.0185 0.0661 1.0000
11.250 1.0122 0.04715 0.03830 0.0206 0.0656 1.0000
11.500 1.0143 0.04861 0.03998 0.0241 0.0654 1.0000
11.750 1.0085 0.04984 0.04142 0.0286 0.0653 1.0000
12.000 0.9958 0.05074 0.04249 0.0341 0.0652 1.0000
12.250 0.9866 0.05208 0.04403 0.0385 0.0651 1.0000
12.500 0.9831 0.05413 0.04633 0.0414 0.0647 1.0000
12.750 0.9796 0.05660 0.04907 0.0436 0.0644 1.0000
13.000 0.9741 0.05962 0.05238 0.0457 0.0649 1.0000
13.250 0.9642 0.06277 0.05580 0.0477 0.0651 1.0000
13.500 0.9520 0.06640 0.05970 0.0495 0.0658 1.0000
13.750 0.9409 0.07030 0.06382 0.0508 0.0667 1.0000
14.000 0.9321 0.07453 0.06822 0.0516 0.0676 1.0000
14.250 0.7980 0.07268 0.06699 0.0599 0.0678 1.0000
14.500 0.8052 0.07821 0.07260 0.0591 0.0690 1.0000
14.750 0.7469 0.08250 0.07725 0.0599 0.0699 1.0000
15.000 0.5737 0.10084 0.09622 0.0523 0.0778 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66(3)-218 (naca663218-il)