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

Polar data table (+)

Polar graphs


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