NACA 66(4)-221 (naca664221-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 66(4)-221 (naca664221-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 12.19 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca664221-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-naca664221-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-15.750 -0.5193 0.11735 0.10981 -0.0874 0.9818 0.0624
-15.500 -0.5541 0.10700 0.09930 -0.0934 0.9779 0.0619
-15.250 -0.5860 0.09841 0.09050 -0.0981 0.9744 0.0614
-15.000 -0.6135 0.09127 0.08309 -0.1017 0.9713 0.0611
-14.750 -0.6387 0.08561 0.07716 -0.1034 0.9671 0.0611
-14.500 -0.6575 0.08082 0.07208 -0.1045 0.9631 0.0611
-14.250 -0.6715 0.07637 0.06730 -0.1055 0.9599 0.0613
-14.000 -0.6808 0.07265 0.06324 -0.1058 0.9563 0.0616
-13.750 -0.6869 0.06959 0.05987 -0.1053 0.9517 0.0619
-13.500 -0.6873 0.06647 0.05637 -0.1052 0.9482 0.0625
-13.250 -0.6747 0.06378 0.05337 -0.1061 0.9457 0.0633
-13.000 -0.6553 0.06214 0.05168 -0.1065 0.9423 0.0650
-12.750 -0.6424 0.06062 0.05001 -0.1060 0.9382 0.0668
-12.500 -0.6234 0.05895 0.04809 -0.1062 0.9351 0.0690
-12.250 -0.5970 0.05734 0.04610 -0.1070 0.9328 0.0713
-12.000 -0.5541 0.05648 0.04528 -0.1089 0.9314 0.0742
-11.750 -0.5189 0.05563 0.04428 -0.1103 0.9299 0.0786
-11.500 -0.4988 0.05540 0.04395 -0.1089 0.9261 0.0822
-11.250 -0.4776 0.05500 0.04357 -0.1082 0.9231 0.0863
-11.000 -0.4553 0.05452 0.04291 -0.1077 0.9205 0.0916
-10.750 -0.4382 0.05370 0.04219 -0.1073 0.9181 0.0977
-10.500 -0.4203 0.05282 0.04127 -0.1071 0.9160 0.1056
-10.250 -0.4060 0.05178 0.04023 -0.1067 0.9139 0.1155
-10.000 -0.4126 0.05135 0.03992 -0.1025 0.9089 0.1228
-9.750 -0.4123 0.05045 0.03915 -0.0998 0.9053 0.1369
-9.500 -0.4118 0.04933 0.03822 -0.0975 0.9025 0.1591
-9.250 -0.4142 0.04798 0.03723 -0.0950 0.9002 0.1966
-9.000 -0.4186 0.04662 0.03637 -0.0922 0.8981 0.2578
-8.750 -0.4312 0.04636 0.03653 -0.0866 0.8949 0.3126
-8.500 -0.4332 0.04707 0.03774 -0.0810 0.8918 0.3799
-8.250 -0.4073 0.04931 0.04029 -0.0779 0.8894 0.4554
-8.000 -0.3939 0.05081 0.04178 -0.0743 0.8867 0.4997
-7.750 -0.3849 0.05229 0.04319 -0.0703 0.8842 0.5377
-7.500 -0.3641 0.05476 0.04551 -0.0671 0.8823 0.5703
-7.250 -0.3338 0.05694 0.04749 -0.0658 0.8810 0.5922
-7.000 -0.3142 0.05785 0.04821 -0.0643 0.8798 0.6088
-6.750 -0.3366 0.05857 0.04892 -0.0563 0.8768 0.6222
-6.500 -0.3473 0.05911 0.04941 -0.0504 0.8740 0.6365
-6.250 -0.3529 0.05949 0.04971 -0.0454 0.8712 0.6513
-6.000 -0.3202 0.06045 0.05047 -0.0456 0.8696 0.6596
-5.750 -0.3154 0.06078 0.05069 -0.0424 0.8679 0.6722
-5.500 -0.3183 0.06096 0.05077 -0.0382 0.8662 0.6862
-5.250 -0.2829 0.06154 0.05117 -0.0394 0.8651 0.6932
-5.000 -0.2758 0.06161 0.05112 -0.0368 0.8634 0.7055
-4.750 -0.2428 0.06190 0.05123 -0.0381 0.8621 0.7133
-4.500 -0.2483 0.06206 0.05133 -0.0333 0.8598 0.7242
-4.250 -0.2375 0.06236 0.05155 -0.0309 0.8581 0.7319
-4.000 -0.2440 0.06242 0.05156 -0.0260 0.8553 0.7424
-3.750 -0.2229 0.06259 0.05163 -0.0254 0.8531 0.7493
-3.500 -0.2282 0.06255 0.05152 -0.0209 0.8507 0.7600
-3.250 -0.1982 0.06264 0.05150 -0.0220 0.8488 0.7654
-3.000 -0.1899 0.06260 0.05137 -0.0197 0.8465 0.7745
-2.750 -0.1689 0.06255 0.05121 -0.0195 0.8446 0.7808
-2.500 -0.1389 0.06259 0.05115 -0.0208 0.8431 0.7860
-2.250 -0.1628 0.06256 0.05111 -0.0130 0.8390 0.7953
-2.000 -0.1492 0.06253 0.05103 -0.0115 0.8359 0.8003
-1.750 -0.1312 0.06253 0.05097 -0.0108 0.8331 0.8050
-1.500 -0.1230 0.06247 0.05085 -0.0085 0.8299 0.8116
-1.250 -0.1139 0.06237 0.05069 -0.0063 0.8270 0.8176
-1.000 -0.0800 0.06244 0.05069 -0.0085 0.8249 0.8211
-0.750 -0.0753 0.06245 0.05067 -0.0055 0.8208 0.8259
-0.500 -0.0876 0.06232 0.05053 0.0004 0.8158 0.8326
-0.250 -0.0748 0.06226 0.05043 0.0019 0.8119 0.8366
0.000 -0.0465 0.06230 0.05044 0.0007 0.8086 0.8396
0.250 -0.0186 0.06238 0.05047 -0.0004 0.8059 0.8429
0.500 -0.0296 0.06228 0.05037 0.0052 0.7997 0.8475
0.750 -0.0439 0.06202 0.05009 0.0116 0.7941 0.8528
1.000 -0.0151 0.06208 0.05013 0.0103 0.7902 0.8548
1.250 0.0165 0.06220 0.05024 0.0085 0.7871 0.8568
1.500 0.0135 0.06217 0.05023 0.0126 0.7800 0.8600
1.750 0.0228 0.06212 0.05018 0.0147 0.7745 0.8629
2.000 0.0382 0.06208 0.05013 0.0159 0.7703 0.8658
2.250 0.0212 0.06176 0.04979 0.0228 0.7634 0.8699
2.500 0.0297 0.06170 0.04975 0.0250 0.7569 0.8719
2.750 0.0569 0.06181 0.04988 0.0241 0.7525 0.8735
3.000 0.0708 0.06187 0.04997 0.0253 0.7464 0.8756
3.250 0.0731 0.06179 0.04991 0.0285 0.7389 0.8777
3.500 0.0926 0.06172 0.04987 0.0291 0.7340 0.8795
3.750 0.0862 0.06154 0.04970 0.0339 0.7260 0.8827
4.000 0.0840 0.06118 0.04935 0.0383 0.7190 0.8856
4.250 0.0980 0.06086 0.04903 0.0403 0.7146 0.8876
4.500 0.0951 0.06084 0.04907 0.0438 0.7044 0.8894
4.750 0.1231 0.06090 0.04919 0.0430 0.6990 0.8908
5.000 0.1301 0.06101 0.04935 0.0451 0.6902 0.8930
5.250 0.1500 0.06098 0.04939 0.0456 0.6834 0.8951
5.500 0.1593 0.06090 0.04937 0.0476 0.6755 0.8973
5.750 0.1680 0.06072 0.04924 0.0499 0.6673 0.8996
6.000 0.1797 0.06048 0.04905 0.0519 0.6605 0.9020
6.250 0.1812 0.06028 0.04890 0.0551 0.6510 0.9048
6.500 0.2044 0.06034 0.04906 0.0549 0.6437 0.9064
6.750 0.2217 0.06043 0.04926 0.0555 0.6343 0.9085
7.000 0.2360 0.06053 0.04946 0.0564 0.6246 0.9110
7.250 0.2600 0.06034 0.04938 0.0565 0.6172 0.9136
7.500 0.2646 0.06038 0.04951 0.0589 0.6059 0.9169
7.750 0.2906 0.05978 0.04902 0.0593 0.6002 0.9196
8.000 0.3021 0.06007 0.04944 0.0603 0.5876 0.9217
8.250 0.3181 0.06027 0.04978 0.0607 0.5760 0.9240
8.500 0.3530 0.05964 0.04932 0.0597 0.5693 0.9262
8.750 0.3629 0.05988 0.04969 0.0611 0.5559 0.9293
9.000 0.3751 0.05994 0.04988 0.0624 0.5437 0.9329
9.250 0.4111 0.05905 0.04920 0.0616 0.5362 0.9354
9.500 0.4287 0.05940 0.04973 0.0616 0.5217 0.9382
9.750 0.4491 0.05945 0.04997 0.0618 0.5080 0.9415
10.250 0.5132 0.05698 0.04794 0.0617 0.4840 0.9485
10.500 0.5484 0.05512 0.04631 0.0616 0.4648 0.9513
10.750 0.5662 0.05459 0.04592 0.0626 0.4356 0.9549
11.000 0.5917 0.05312 0.04450 0.0636 0.3984 0.9590
11.250 0.6188 0.05229 0.04358 0.0638 0.3498 0.9621
11.500 0.6388 0.05240 0.04342 0.0641 0.2939 0.9655
11.750 0.6466 0.05375 0.04442 0.0647 0.2385 0.9696
12.000 0.6484 0.05605 0.04637 0.0649 0.1887 0.9734
12.500 0.6535 0.06125 0.05105 0.0644 0.1282 0.9818
12.750 0.6605 0.06369 0.05335 0.0636 0.1125 0.9859
13.000 0.6704 0.06578 0.05539 0.0629 0.1010 0.9912
13.250 0.6786 0.06745 0.05707 0.0631 0.0931 1.0000
13.500 0.6757 0.06821 0.05778 0.0656 0.0888 1.0000
13.750 0.6798 0.06906 0.05866 0.0672 0.0844 1.0000
14.000 0.6873 0.07018 0.05979 0.0682 0.0795 1.0000
14.250 0.7005 0.07115 0.06075 0.0687 0.0758 1.0000
14.500 0.7157 0.07228 0.06203 0.0690 0.0718 1.0000
14.750 0.7328 0.07330 0.06301 0.0690 0.0685 1.0000
15.000 0.7519 0.07460 0.06450 0.0690 0.0656 1.0000
15.250 0.7700 0.07612 0.06620 0.0688 0.0631 1.0000
15.500 0.7869 0.07769 0.06782 0.0684 0.0609 1.0000
15.750 0.8003 0.07978 0.07002 0.0680 0.0592 1.0000
16.000 0.8018 0.08310 0.07365 0.0675 0.0578 1.0000
16.250 0.8010 0.08667 0.07747 0.0667 0.0566 1.0000
16.500 0.7989 0.09047 0.08150 0.0657 0.0557 1.0000
16.750 0.7932 0.09482 0.08608 0.0645 0.0552 1.0000
17.000 0.7825 0.09986 0.09136 0.0627 0.0549 1.0000
17.250 0.7649 0.10607 0.09783 0.0602 0.0548 1.0000
17.500 0.7351 0.11463 0.10667 0.0561 0.0550 1.0000
17.750 0.6864 0.12785 0.12019 0.0490 0.0558 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66(4)-221 (naca664221-il)