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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66(3)-218 (naca663218-il)