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(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
<< Back to NACA 66(4)-221 (naca664221-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 66(4)-221 (naca664221-il)