NACA 66(4)-221 (naca664221-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 66(4)-221 (naca664221-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 19.1 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca664221-il-100000.txt Download as CSV file: xf-naca664221-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 66(4)-221
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.250 -0.7094 0.08264 0.07671 -0.1042 0.9681 0.0806
-14.000 -0.7224 0.07887 0.07280 -0.1034 0.9645 0.0801
-13.750 -0.7292 0.07498 0.06875 -0.1033 0.9617 0.0793
-13.500 -0.7434 0.07098 0.06452 -0.1028 0.9593 0.0784
-13.250 -0.7662 0.06863 0.06197 -0.0991 0.9554 0.0776
-13.000 -0.7907 0.06682 0.05999 -0.0943 0.9515 0.0771
-12.750 -0.8105 0.06471 0.05765 -0.0903 0.9487 0.0765
-12.500 -0.8281 0.06253 0.05520 -0.0863 0.9464 0.0757
-12.250 -0.8444 0.06047 0.05282 -0.0821 0.9447 0.0748
-12.000 -0.8790 0.06032 0.05254 -0.0732 0.9427 0.0745
-11.750 -0.9112 0.05979 0.05183 -0.0648 0.9409 0.0739
-11.500 -0.9404 0.05924 0.05107 -0.0567 0.9402 0.0735
-11.250 -0.9736 0.05891 0.05050 -0.0476 0.9415 0.0729
-11.000 -0.9895 0.05783 0.04913 -0.0415 0.9432 0.0726
-10.500 -1.1818 0.06118 0.05296 0.0021 1.0000 0.0723
-10.250 -1.1812 0.05908 0.05056 0.0055 1.0000 0.0721
-10.000 -1.1776 0.05704 0.04822 0.0087 1.0000 0.0719
-9.750 -1.1705 0.05516 0.04604 0.0115 1.0000 0.0717
-9.500 -1.1565 0.05296 0.04361 0.0132 1.0000 0.0718
-9.250 -1.1372 0.05083 0.04129 0.0140 1.0000 0.0721
-9.000 -1.1126 0.04889 0.03922 0.0140 1.0000 0.0726
-8.750 -1.0853 0.04727 0.03753 0.0136 1.0000 0.0736
-8.500 -1.0594 0.04605 0.03628 0.0134 1.0000 0.0755
-8.250 -1.0346 0.04499 0.03511 0.0135 1.0000 0.0777
-8.000 -1.0076 0.04403 0.03400 0.0135 1.0000 0.0798
-7.750 -0.9317 0.04290 0.03302 0.0057 1.0000 0.0841
-7.500 -0.9019 0.04239 0.03257 0.0053 1.0000 0.0879
-7.250 -0.8831 0.04194 0.03202 0.0066 1.0000 0.0917
-7.000 -0.8628 0.04129 0.03160 0.0075 1.0000 0.0971
-6.750 -0.8538 0.04067 0.03097 0.0101 1.0000 0.1025
-6.500 -0.8504 0.03983 0.03020 0.0135 1.0000 0.1071
-6.250 -0.8508 0.03897 0.02938 0.0174 1.0000 0.1138
-6.000 -0.8560 0.03793 0.02840 0.0220 1.0000 0.1223
-5.750 -0.8637 0.03688 0.02740 0.0272 1.0000 0.1333
-5.500 -0.8770 0.03565 0.02632 0.0335 1.0000 0.1495
-5.250 -0.8683 0.03822 0.03277 0.0440 1.0000 0.6010
-5.000 -0.9043 0.03582 0.03030 0.0529 1.0000 0.6280
-4.750 -0.9297 0.03384 0.02814 0.0603 1.0000 0.6639
-4.500 -0.9179 0.03607 0.03022 0.0651 1.0000 0.6997
-4.250 -0.8898 0.03944 0.03345 0.0679 0.9995 0.7227
-4.000 -0.7112 0.05260 0.04632 0.0519 1.0000 0.7450
-3.750 -0.5967 0.06008 0.05360 0.0427 1.0000 0.7785
-3.500 -0.5295 0.06172 0.05506 0.0364 1.0000 0.7858
-3.250 -0.5123 0.06206 0.05530 0.0375 0.9997 0.8004
-3.000 -0.4884 0.06286 0.05599 0.0371 0.9962 0.8167
-2.750 -0.4167 0.06406 0.05705 0.0289 0.9940 0.8259
-2.500 -0.3760 0.06474 0.05763 0.0257 0.9908 0.8415
-2.250 -0.3231 0.06576 0.05856 0.0206 0.9872 0.8623
-2.000 -0.2095 0.06858 0.06130 0.0068 0.9934 0.9368
-1.750 -0.1670 0.06832 0.06096 0.0017 0.9900 0.9520
-1.500 -0.1267 0.06882 0.06139 -0.0031 0.9879 0.9715
-1.250 -0.0729 0.07066 0.06310 -0.0113 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0227 0.06902 0.06144 -0.0186 0.9871 1.0000
-0.750 0.0102 0.06852 0.06091 -0.0223 0.9764 1.0000
-0.500 0.0360 0.06849 0.06086 -0.0245 0.9687 1.0000
-0.250 0.0648 0.06849 0.06083 -0.0271 0.9591 1.0000
0.000 0.0828 0.06807 0.06041 -0.0275 0.9483 1.0000
0.250 0.0998 0.06816 0.06049 -0.0277 0.9405 1.0000
0.500 0.1261 0.06843 0.06075 -0.0297 0.9318 1.0000
0.750 0.1362 0.06823 0.06056 -0.0284 0.9215 1.0000
1.000 0.1656 0.06901 0.06133 -0.0309 0.9155 1.0000
1.250 0.1714 0.06865 0.06098 -0.0287 0.9038 1.0000
1.500 0.2028 0.06969 0.06203 -0.0314 0.8984 1.0000
1.750 0.2052 0.06922 0.06158 -0.0286 0.8857 1.0000
2.000 0.2398 0.07051 0.06288 -0.0317 0.8805 1.0000
2.250 0.2379 0.06993 0.06233 -0.0282 0.8671 1.0000
2.500 0.2771 0.07144 0.06386 -0.0319 0.8620 1.0000
2.750 0.2736 0.07073 0.06318 -0.0280 0.8473 1.0000
3.000 0.3048 0.07217 0.06466 -0.0303 0.8420 1.0000
3.250 0.3210 0.07167 0.06419 -0.0294 0.8261 1.0000
3.500 0.3351 0.07141 0.06397 -0.0281 0.8091 1.0000
3.750 0.4053 0.06883 0.06140 -0.0329 0.7715 1.0000
4.000 0.2867 0.06893 0.06134 -0.0059 0.7608 0.9711
4.250 0.3459 0.06844 0.06090 -0.0111 0.7509 0.9724
4.500 0.2892 0.06779 0.06020 0.0028 0.7366 0.9573
4.750 0.2988 0.06745 0.05988 0.0052 0.7241 0.9551
5.000 0.3182 0.06694 0.05940 0.0066 0.7166 0.9518
5.250 0.2765 0.06647 0.05889 0.0179 0.7041 0.9471
5.500 0.3200 0.06591 0.05839 0.0155 0.6981 0.9465
5.750 0.3103 0.06564 0.05815 0.0204 0.6845 0.9446
6.000 0.3468 0.06504 0.05761 0.0193 0.6790 0.9443
6.250 0.3382 0.06469 0.05730 0.0242 0.6662 0.9441
6.500 0.3336 0.06434 0.05698 0.0287 0.6547 0.9432
6.750 0.3622 0.06343 0.05614 0.0290 0.6486 0.9430
7.000 0.3512 0.06303 0.05576 0.0345 0.6362 0.9427
7.250 0.3864 0.06184 0.05465 0.0342 0.6316 0.9431
7.500 0.3732 0.06148 0.05432 0.0400 0.6188 0.9446
7.750 0.3645 0.06082 0.05369 0.0455 0.6082 0.9460
8.000 0.3760 0.05928 0.05220 0.0493 0.6022 0.9474
8.250 0.3910 0.05898 0.05199 0.0503 0.5899 0.9485
8.500 0.4452 0.05713 0.05030 0.0476 0.5855 0.9493
8.750 0.4556 0.05680 0.05007 0.0494 0.5722 0.9509
9.000 0.4763 0.05581 0.04919 0.0506 0.5600 0.9526
9.250 0.5631 0.04957 0.04318 0.0474 0.5537 0.9536
10.000 0.6559 0.04161 0.03557 0.0516 0.5057 0.9612
10.250 0.6972 0.03967 0.03371 0.0507 0.4731 0.9630
10.500 0.7296 0.03820 0.03203 0.0510 0.4157 0.9650
10.750 0.7332 0.03853 0.03184 0.0540 0.3329 0.9679
11.000 0.7138 0.04038 0.03303 0.0587 0.2442 0.9716
11.250 0.6985 0.04353 0.03536 0.0610 0.1593 0.9737
11.500 0.6983 0.04582 0.03717 0.0622 0.1243 0.9759
11.750 0.7107 0.04723 0.03845 0.0624 0.1073 0.9784
12.000 0.7273 0.04828 0.03935 0.0626 0.0968 0.9811
12.250 0.7518 0.04908 0.04005 0.0619 0.0890 0.9833
12.500 0.7841 0.04981 0.04077 0.0605 0.0814 0.9850
12.750 0.8324 0.05011 0.04086 0.0582 0.0761 0.9865
13.000 0.8683 0.05109 0.04199 0.0565 0.0719 0.9888
13.250 0.9229 0.05211 0.04283 0.0530 0.0675 0.9907
13.500 0.9524 0.05377 0.04479 0.0517 0.0657 0.9938
13.750 0.9864 0.05575 0.04704 0.0497 0.0644 0.9968
14.000 1.0152 0.05815 0.04968 0.0481 0.0631 1.0000
14.250 1.0111 0.05925 0.05094 0.0516 0.0627 1.0000
14.500 0.9998 0.06024 0.05210 0.0560 0.0627 1.0000
14.750 0.9842 0.06113 0.05315 0.0606 0.0627 1.0000
15.000 0.9740 0.06284 0.05506 0.0638 0.0627 1.0000
15.250 0.9675 0.06547 0.05795 0.0654 0.0627 1.0000
15.500 0.9569 0.06870 0.06148 0.0667 0.0629 1.0000
15.750 0.9421 0.07238 0.06545 0.0677 0.0632 1.0000
16.000 0.9223 0.07659 0.06996 0.0684 0.0636 1.0000
16.250 0.8990 0.08137 0.07503 0.0686 0.0641 1.0000
16.500 0.8730 0.08656 0.08048 0.0681 0.0643 1.0000
16.750 0.8456 0.09260 0.08676 0.0670 0.0652 1.0000
17.000 0.8218 0.09887 0.09322 0.0650 0.0662 1.0000
17.250 0.7958 0.10586 0.10038 0.0624 0.0669 1.0000
17.500 0.7755 0.11288 0.10751 0.0592 0.0675 1.0000
17.750 0.7634 0.11943 0.11417 0.0562 0.0681 1.0000
18.000 0.5697 0.18191 0.17688 0.0254 0.1391 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66(4)-221 (naca664221-il)