NACA 66(4)-221 (naca664221-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 66(4)-221 (naca664221-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 16.51 at α=12.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca664221-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca664221-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.000 -0.6714 0.11793 0.11142 -0.0542 1.0000 0.1458
-12.750 -0.6693 0.11440 0.10790 -0.0531 1.0000 0.1436
-12.500 -0.7083 0.10683 0.10030 -0.0538 1.0000 0.1399
-12.250 -0.9005 0.09515 0.08811 -0.0483 1.0000 0.1313
-12.000 -0.9125 0.09148 0.08437 -0.0458 1.0000 0.1305
-11.750 -0.9312 0.08812 0.08092 -0.0426 1.0000 0.1296
-11.500 -0.9594 0.08526 0.07792 -0.0380 1.0000 0.1289
-11.250 -0.9861 0.08262 0.07513 -0.0330 1.0000 0.1279
-11.000 -1.0171 0.08036 0.07270 -0.0269 1.0000 0.1272
-10.750 -1.0447 0.07800 0.07014 -0.0208 1.0000 0.1265
-10.500 -1.0660 0.07538 0.06728 -0.0155 1.0000 0.1259
-10.250 -1.0821 0.07266 0.06428 -0.0106 1.0000 0.1251
-10.000 -1.0944 0.06992 0.06123 -0.0059 1.0000 0.1246
-9.750 -1.1023 0.06721 0.05819 -0.0017 1.0000 0.1242
-9.500 -1.1053 0.06455 0.05519 0.0021 1.0000 0.1238
-9.250 -1.1029 0.06199 0.05228 0.0053 1.0000 0.1238
-9.000 -1.0950 0.05958 0.04955 0.0079 1.0000 0.1241
-8.750 -1.0833 0.05741 0.04707 0.0100 1.0000 0.1256
-8.500 -1.0700 0.05548 0.04480 0.0119 1.0000 0.1280
-8.250 -1.0562 0.05376 0.04269 0.0140 1.0000 0.1305
-8.000 -1.0153 0.05167 0.04063 0.0119 1.0000 0.1350
-7.750 -0.9666 0.05028 0.03916 0.0089 1.0000 0.1421
-7.500 -0.8044 0.05051 0.03976 -0.0079 1.0000 0.1758
-7.250 -0.7710 0.05020 0.03988 -0.0075 1.0000 0.2034
-7.000 -0.7677 0.04887 0.03906 -0.0038 1.0000 0.2404
-6.750 -0.7875 0.04647 0.03766 0.0029 1.0000 0.3071
-6.500 -0.7327 0.05980 0.05264 0.0166 1.0000 0.6331
-6.250 -0.6353 0.07043 0.06269 0.0164 1.0000 0.6801
-6.000 -0.4881 0.08082 0.07249 0.0093 1.0000 0.7501
-5.750 -0.4436 0.08161 0.07301 0.0074 1.0000 0.7852
-5.500 -0.2808 0.08371 0.07456 -0.0109 1.0000 0.9262
-5.250 -0.2069 0.08201 0.07246 -0.0239 1.0000 0.9818
-5.000 -0.1610 0.08054 0.07072 -0.0323 1.0000 1.0000
-4.750 -0.1569 0.07953 0.06960 -0.0312 1.0000 1.0000
-4.500 -0.1525 0.07860 0.06857 -0.0300 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1478 0.07774 0.06760 -0.0287 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1428 0.07694 0.06671 -0.0274 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1376 0.07621 0.06589 -0.0261 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1322 0.07554 0.06514 -0.0247 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1264 0.07493 0.06445 -0.0233 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1205 0.07437 0.06381 -0.0219 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1144 0.07388 0.06324 -0.0204 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1081 0.07343 0.06272 -0.0190 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1017 0.07304 0.06226 -0.0175 1.0000 1.0000
-2.000 -0.0950 0.07269 0.06185 -0.0160 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0882 0.07239 0.06150 -0.0144 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0814 0.07215 0.06121 -0.0129 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0743 0.07195 0.06095 -0.0114 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0673 0.07179 0.06075 -0.0098 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0601 0.07168 0.06060 -0.0083 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0528 0.07161 0.06050 -0.0067 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0456 0.07158 0.06045 -0.0052 1.0000 1.0000
0.000 -0.0383 0.07161 0.06045 -0.0036 1.0000 1.0000
0.250 -0.0309 0.07166 0.06049 -0.0020 1.0000 1.0000
0.500 -0.0236 0.07177 0.06058 -0.0005 1.0000 1.0000
0.750 -0.0164 0.07190 0.06070 0.0011 1.0000 1.0000
1.000 -0.0091 0.07208 0.06087 0.0026 1.0000 1.0000
1.250 -0.0018 0.07229 0.06109 0.0042 1.0000 1.0000
1.500 0.0053 0.07255 0.06135 0.0057 1.0000 1.0000
1.750 0.0124 0.07283 0.06164 0.0073 1.0000 1.0000
2.000 0.0194 0.07317 0.06199 0.0088 1.0000 1.0000
2.250 0.0263 0.07353 0.06237 0.0103 1.0000 1.0000
2.500 0.0331 0.07393 0.06280 0.0118 1.0000 1.0000
2.750 0.0398 0.07437 0.06326 0.0133 1.0000 1.0000
3.000 0.0464 0.07485 0.06377 0.0147 1.0000 1.0000
3.250 0.0527 0.07536 0.06431 0.0162 1.0000 1.0000
3.500 0.0591 0.07591 0.06490 0.0176 1.0000 1.0000
3.750 0.0652 0.07649 0.06553 0.0191 1.0000 1.0000
4.000 0.0711 0.07712 0.06619 0.0205 1.0000 1.0000
4.250 0.0930 0.07801 0.06718 0.0183 0.9942 1.0000
4.500 0.1321 0.07925 0.06857 0.0124 0.9754 1.0000
4.750 0.1629 0.08089 0.07030 0.0087 0.9595 1.0000
5.000 0.1886 0.08254 0.07206 0.0060 0.9450 1.0000
5.250 0.2107 0.08402 0.07363 0.0042 0.9301 1.0000
5.500 0.2289 0.08517 0.07489 0.0032 0.9149 1.0000
5.750 0.2428 0.08602 0.07584 0.0030 0.8995 1.0000
6.000 0.2541 0.08691 0.07682 0.0033 0.8844 1.0000
6.250 0.2653 0.08802 0.07804 0.0036 0.8700 1.0000
6.500 0.2807 0.08966 0.07977 0.0032 0.8572 1.0000
6.750 0.3079 0.09215 0.08239 0.0009 0.8423 1.0000
7.000 0.3217 0.09317 0.08352 0.0010 0.8249 1.0000
7.250 0.3269 0.09370 0.08415 0.0024 0.8081 1.0000
7.500 0.3360 0.09472 0.08528 0.0032 0.7908 1.0000
7.750 0.3518 0.09598 0.08666 0.0032 0.7716 1.0000
8.000 0.4151 0.09380 0.08465 0.0010 0.7020 1.0000
8.250 0.4419 0.09330 0.08428 0.0014 0.6732 1.0000
8.500 0.4657 0.09312 0.08425 0.0019 0.6512 1.0000
8.750 0.4984 0.09271 0.08402 0.0017 0.6317 1.0000
9.000 0.5095 0.09270 0.08414 0.0034 0.6127 1.0000
9.250 0.5195 0.09270 0.08426 0.0053 0.5933 1.0000
9.500 0.5467 0.09170 0.08346 0.0063 0.5732 1.0000
9.750 0.5961 0.08843 0.08044 0.0068 0.5507 1.0000
10.000 0.6095 0.08689 0.07906 0.0099 0.5264 1.0000
10.500 0.7862 0.06114 0.05421 0.0182 0.4598 1.0000
10.750 0.8278 0.05263 0.04505 0.0262 0.3385 1.0000
11.000 0.8080 0.05425 0.04558 0.0325 0.2566 1.0000
11.250 0.8012 0.05582 0.04650 0.0367 0.2129 1.0000
11.500 0.8105 0.05671 0.04693 0.0395 0.1827 1.0000
11.750 0.8383 0.05704 0.04712 0.0407 0.1603 1.0000
12.000 0.8905 0.05719 0.04707 0.0396 0.1420 1.0000
12.500 0.9903 0.06000 0.04991 0.0362 0.1228 1.0000
12.750 0.9910 0.06161 0.05182 0.0393 0.1206 1.0000
13.000 0.9870 0.06319 0.05363 0.0428 0.1181 1.0000
13.250 0.9861 0.06479 0.05539 0.0459 0.1160 1.0000
13.500 0.9895 0.06645 0.05716 0.0486 0.1140 1.0000
13.750 0.9850 0.06812 0.05896 0.0520 0.1130 1.0000
14.000 0.9860 0.07037 0.06130 0.0546 0.1117 1.0000
14.250 0.9632 0.07208 0.06321 0.0594 0.1118 1.0000
14.500 0.9377 0.07447 0.06584 0.0633 0.1121 1.0000
14.750 0.8948 0.07783 0.06957 0.0669 0.1133 1.0000
15.000 0.8443 0.08281 0.07492 0.0691 0.1149 1.0000
15.250 0.7881 0.08964 0.08209 0.0696 0.1172 1.0000
15.500 0.7364 0.09799 0.09067 0.0679 0.1199 1.0000
15.750 0.6959 0.10698 0.09978 0.0648 0.1224 1.0000
16.000 0.6718 0.11532 0.10816 0.0614 0.1240 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66(4)-221 (naca664221-il)