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(3)-218 (naca663218-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 66(3)-218 (naca663218-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.25 at α=10.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca663218-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca663218-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.5630   0.11761   0.11108  -0.0429   1.0000   0.1891
 -11.250  -0.5233   0.12405   0.11750  -0.0336   1.0000   0.2427
 -11.000  -0.6719   0.09698   0.09054  -0.0497   1.0000   0.1542
 -10.750  -0.7157   0.09169   0.08524  -0.0481   1.0000   0.1504
 -10.500  -0.7727   0.08752   0.08101  -0.0444   1.0000   0.1481
 -10.250  -0.8359   0.08494   0.07834  -0.0377   1.0000   0.1462
 -10.000  -0.9204   0.08421   0.07729  -0.0266   1.0000   0.1436
  -9.750  -0.9158   0.08021   0.07322  -0.0249   1.0000   0.1408
  -9.500  -0.9286   0.07687   0.06975  -0.0212   1.0000   0.1387
  -9.250  -0.9466   0.07356   0.06623  -0.0168   1.0000   0.1361
  -9.000  -0.9684   0.07009   0.06240  -0.0116   1.0000   0.1332
  -8.750  -0.9994   0.06693   0.05848  -0.0047   1.0000   0.1288
  -8.500  -1.0004   0.06409   0.05525  -0.0012   1.0000   0.1269
  -8.250  -0.9939   0.06087   0.05179   0.0012   1.0000   0.1257
  -8.000  -0.9874   0.05792   0.04853   0.0038   1.0000   0.1247
  -7.750  -0.9790   0.05519   0.04544   0.0063   1.0000   0.1241
  -7.500  -0.9688   0.05280   0.04267   0.0087   1.0000   0.1244
  -7.250  -0.9568   0.05062   0.04007   0.0110   1.0000   0.1258
  -7.000  -0.9423   0.04873   0.03774   0.0131   1.0000   0.1273
  -6.750  -0.9211   0.04652   0.03533   0.0141   1.0000   0.1290
  -6.500  -0.8948   0.04458   0.03332   0.0144   1.0000   0.1319
  -6.250  -0.8680   0.04313   0.03178   0.0148   1.0000   0.1366
  -6.000  -0.8418   0.04204   0.03039   0.0154   1.0000   0.1430
  -5.750  -0.7895   0.04102   0.02964   0.0125   1.0000   0.1546
  -5.500  -0.7428   0.04044   0.02916   0.0107   1.0000   0.1742
  -5.250  -0.7221   0.03943   0.02850   0.0123   1.0000   0.1964
  -5.000  -0.4260   0.06218   0.05375   0.0068   1.0000   0.8477
  -4.750  -0.3522   0.06263   0.05373  -0.0006   1.0000   0.9039
  -4.500  -0.1607   0.06053   0.05075  -0.0339   1.0000   1.0000
  -4.250  -0.1567   0.05977   0.04987  -0.0324   1.0000   1.0000
  -4.000  -0.1522   0.05907   0.04905  -0.0308   1.0000   1.0000
  -3.750  -0.1474   0.05844   0.04832  -0.0293   1.0000   1.0000
  -3.500  -0.1421   0.05787   0.04764  -0.0276   1.0000   1.0000
  -3.250  -0.1364   0.05736   0.04703  -0.0260   1.0000   1.0000
  -3.000  -0.1305   0.05691   0.04647  -0.0244   1.0000   1.0000
  -2.750  -0.1242   0.05650   0.04597  -0.0227   1.0000   1.0000
  -2.500  -0.1177   0.05614   0.04552  -0.0210   1.0000   1.0000
  -2.250  -0.1109   0.05582   0.04512  -0.0193   1.0000   1.0000
  -2.000  -0.1039   0.05555   0.04477  -0.0176   1.0000   1.0000
  -1.750  -0.0967   0.05531   0.04446  -0.0158   1.0000   1.0000
  -1.500  -0.0893   0.05512   0.04420  -0.0141   1.0000   1.0000
  -1.250  -0.0818   0.05497   0.04399  -0.0123   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.0741   0.05484   0.04381  -0.0106   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.0664   0.05475   0.04368  -0.0088   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.0587   0.05470   0.04358  -0.0071   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.0509   0.05468   0.04352  -0.0053   1.0000   1.0000
   0.000  -0.0431   0.05469   0.04350  -0.0036   1.0000   1.0000
   0.250  -0.0353   0.05472   0.04351  -0.0018   1.0000   1.0000
   0.500  -0.0276   0.05479   0.04356   0.0000   1.0000   1.0000
   0.750  -0.0199   0.05489   0.04364   0.0017   1.0000   1.0000
   1.000  -0.0124   0.05501   0.04376   0.0035   1.0000   1.0000
   1.250  -0.0049   0.05517   0.04391   0.0053   1.0000   1.0000
   1.500   0.0023   0.05535   0.04410   0.0070   1.0000   1.0000
   1.750   0.0095   0.05556   0.04432   0.0088   1.0000   1.0000
   2.000   0.0165   0.05580   0.04457   0.0106   1.0000   1.0000
   2.250   0.0233   0.05606   0.04485   0.0123   1.0000   1.0000
   2.500   0.0299   0.05635   0.04516   0.0141   1.0000   1.0000
   2.750   0.0363   0.05667   0.04551   0.0159   1.0000   1.0000
   3.000   0.0425   0.05701   0.04588   0.0176   1.0000   1.0000
   3.250   0.0483   0.05738   0.04629   0.0194   1.0000   1.0000
   3.500   0.0539   0.05777   0.04672   0.0211   1.0000   1.0000
   3.750   0.0592   0.05819   0.04718   0.0229   1.0000   1.0000
   4.000   0.0642   0.05863   0.04767   0.0246   1.0000   1.0000
   4.250   0.0689   0.05909   0.04818   0.0263   1.0000   1.0000
   4.500   0.0733   0.05957   0.04872   0.0280   1.0000   1.0000
   4.750   0.0773   0.06008   0.04928   0.0298   1.0000   1.0000
   5.000   0.0809   0.06059   0.04986   0.0315   1.0000   1.0000
   5.250   0.0840   0.06113   0.05046   0.0332   1.0000   1.0000
   5.500   0.1248   0.06350   0.05300   0.0269   0.9847   1.0000
   6.000   0.1934   0.06794   0.05776   0.0178   0.9432   1.0000
   6.250   0.2151   0.06915   0.05911   0.0160   0.9198   1.0000
   6.500   0.2491   0.07184   0.06196   0.0123   0.8980   1.0000
   6.750   0.2583   0.07237   0.06260   0.0130   0.8750   1.0000
   7.000   0.2962   0.07475   0.06517   0.0095   0.8461   1.0000
   7.250   0.4079   0.07301   0.06379   0.0014   0.7438   1.0000
   7.500   0.4198   0.07297   0.06389   0.0033   0.7186   1.0000
   7.750   0.4555   0.07287   0.06400   0.0027   0.6944   1.0000
   8.000   0.4663   0.07276   0.06405   0.0048   0.6713   1.0000
   8.250   0.5074   0.07171   0.06326   0.0045   0.6469   1.0000
   8.500   0.5528   0.06875   0.06060   0.0055   0.6156   1.0000
   8.750   0.6802   0.05422   0.04681   0.0077   0.5593   1.0000
   9.000   0.7162   0.04707   0.04006   0.0144   0.5135   1.0000
   9.250   0.7291   0.04184   0.03275   0.0264   0.2667   1.0000
   9.500   0.7163   0.04343   0.03362   0.0318   0.2176   1.0000
   9.750   0.7238   0.04443   0.03420   0.0351   0.1855   1.0000
  10.000   0.7719   0.04511   0.03456   0.0345   0.1549   1.0000
  10.250   0.9290   0.04825   0.03765   0.0201   0.1256   1.0000
  10.500   0.9986   0.05216   0.04175   0.0139   0.1172   1.0000
  10.750   1.0066   0.05416   0.04409   0.0166   0.1157   1.0000
  11.000   1.0071   0.05604   0.04626   0.0203   0.1151   1.0000
  11.250   0.9986   0.05764   0.04811   0.0252   0.1148   1.0000
  11.500   0.9843   0.05904   0.04971   0.0308   0.1148   1.0000
  11.750   0.9687   0.06059   0.05146   0.0362   0.1148   1.0000
  12.000   0.9559   0.06276   0.05386   0.0403   0.1149   1.0000
  12.250   0.9424   0.06542   0.05678   0.0438   0.1150   1.0000
  12.500   0.9268   0.06843   0.06003   0.0468   0.1152   1.0000
  12.750   0.9101   0.07187   0.06371   0.0492   0.1158   1.0000
  13.000   0.8906   0.07559   0.06765   0.0512   0.1165   1.0000
  13.250   0.8673   0.07975   0.07200   0.0527   0.1171   1.0000
  13.500   0.8449   0.08446   0.07687   0.0535   0.1180   1.0000
  13.750   0.8295   0.08953   0.08207   0.0535   0.1189   1.0000
  14.000   0.6815   0.10624   0.09912   0.0466   0.1299   1.0000
  14.250   0.6069   0.12630   0.11908   0.0342   0.1436   1.0000
  14.500   0.6155   0.13183   0.12466   0.0326   0.1499   1.0000
<< Back to NACA 66(3)-218 (naca663218-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 66(3)-218 (naca663218-il)