NACA 67 (naca671215-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 67 (naca671215-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 34.85 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca671215-il-100000.txt Download as CSV file: xf-naca671215-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 67
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.5695 0.11943 0.11467 -0.0322 1.0000 0.1424
-10.750 -0.5710 0.11666 0.11192 -0.0310 1.0000 0.1466
-10.250 -0.6884 0.10496 0.10039 -0.0378 1.0000 0.1532
-10.000 -0.6165 0.10448 0.09989 -0.0313 1.0000 0.1593
-9.750 -0.6346 0.10036 0.09582 -0.0314 1.0000 0.1639
-9.500 -0.6853 0.09485 0.09034 -0.0322 1.0000 0.1664
-9.250 -0.7400 0.09150 0.08698 -0.0286 1.0000 0.1674
-9.000 -0.7867 0.08955 0.08499 -0.0223 1.0000 0.1677
-8.750 -0.8444 0.08807 0.08336 -0.0149 1.0000 0.1688
-7.500 -0.9246 0.05748 0.05075 0.0070 1.0000 0.0959
-7.250 -0.9300 0.05272 0.04482 0.0140 1.0000 0.0802
-7.000 -0.9183 0.04911 0.04099 0.0161 1.0000 0.0792
-6.750 -0.9080 0.04616 0.03769 0.0188 1.0000 0.0791
-6.500 -0.8945 0.04318 0.03438 0.0210 1.0000 0.0784
-6.250 -0.8791 0.04069 0.03153 0.0232 1.0000 0.0782
-6.000 -0.8620 0.03860 0.02906 0.0252 1.0000 0.0786
-5.750 -0.8449 0.03706 0.02711 0.0273 1.0000 0.0803
-5.500 -0.8240 0.03486 0.02490 0.0279 1.0000 0.0837
-5.250 -0.8025 0.03351 0.02342 0.0290 1.0000 0.0864
-5.000 -0.7807 0.03235 0.02207 0.0302 1.0000 0.0899
-4.750 -0.7594 0.03145 0.02093 0.0314 1.0000 0.0940
-4.500 -0.7359 0.03009 0.01972 0.0319 1.0000 0.0994
-4.250 -0.7151 0.02940 0.01892 0.0331 1.0000 0.1060
-4.000 -0.6939 0.02840 0.01802 0.0340 1.0000 0.1123
-3.750 -0.6747 0.02774 0.01738 0.0355 1.0000 0.1207
-3.500 -0.6579 0.02693 0.01670 0.0372 1.0000 0.1307
-3.250 -0.6424 0.02620 0.01605 0.0392 1.0000 0.1439
-3.000 -0.6280 0.02542 0.01545 0.0414 1.0000 0.1702
-2.750 -0.6251 0.02403 0.01784 0.0497 1.0000 0.7319
-2.500 -0.6329 0.02527 0.01894 0.0591 1.0000 0.8375
-2.250 -0.1356 0.03899 0.03140 -0.0207 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1259 0.03877 0.03111 -0.0187 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1158 0.03860 0.03086 -0.0168 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1056 0.03847 0.03066 -0.0149 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0953 0.03837 0.03050 -0.0129 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0848 0.03831 0.03038 -0.0110 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0743 0.03828 0.03031 -0.0090 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0638 0.03828 0.03027 -0.0071 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0532 0.03831 0.03026 -0.0052 1.0000 1.0000
0.000 -0.0426 0.03837 0.03029 -0.0032 1.0000 1.0000
0.250 -0.0320 0.03846 0.03036 -0.0013 1.0000 1.0000
0.500 -0.0215 0.03858 0.03046 0.0006 1.0000 1.0000
0.750 -0.0111 0.03873 0.03059 0.0026 1.0000 1.0000
1.000 -0.0007 0.03891 0.03076 0.0045 1.0000 1.0000
1.250 0.0095 0.03912 0.03097 0.0064 1.0000 1.0000
1.500 0.0195 0.03935 0.03121 0.0083 1.0000 1.0000
1.750 0.0294 0.03962 0.03148 0.0102 1.0000 1.0000
2.000 0.0391 0.03992 0.03180 0.0121 1.0000 1.0000
2.250 0.0486 0.04025 0.03215 0.0140 1.0000 1.0000
2.500 0.0578 0.04061 0.03254 0.0159 1.0000 1.0000
2.750 0.0667 0.04101 0.03297 0.0178 1.0000 1.0000
3.000 0.2482 0.04221 0.03438 -0.0127 0.9264 1.0000
3.250 0.2885 0.04234 0.03460 -0.0157 0.9077 1.0000
3.500 0.3282 0.04244 0.03479 -0.0185 0.8910 1.0000
3.750 0.3664 0.04242 0.03488 -0.0208 0.8751 1.0000
4.000 0.4041 0.04228 0.03486 -0.0228 0.8598 1.0000
4.250 0.4443 0.04192 0.03463 -0.0249 0.8442 1.0000
4.500 0.4954 0.04098 0.03387 -0.0283 0.8273 1.0000
4.750 0.6039 0.03747 0.03065 -0.0390 0.8071 1.0000
5.000 0.6394 0.03521 0.02857 -0.0382 0.7827 1.0000
5.250 0.7047 0.03179 0.02542 -0.0415 0.7628 1.0000
5.750 0.8072 0.02316 0.01665 -0.0395 0.5514 1.0000
6.000 0.7343 0.02755 0.02159 -0.0268 0.6562 1.0000
6.250 0.7925 0.02696 0.01731 -0.0267 0.1643 1.0000
6.500 0.7965 0.02798 0.01816 -0.0227 0.1428 1.0000
6.750 0.8053 0.02893 0.01898 -0.0196 0.1288 1.0000
7.000 0.8221 0.02995 0.01984 -0.0180 0.1172 1.0000
7.250 0.8453 0.03084 0.02072 -0.0172 0.1078 1.0000
7.500 0.8834 0.03214 0.02202 -0.0191 0.0981 1.0000
7.750 0.9460 0.03433 0.02413 -0.0258 0.0876 1.0000
8.000 0.9796 0.03580 0.02576 -0.0270 0.0817 1.0000
8.250 1.0242 0.03837 0.02836 -0.0305 0.0760 1.0000
8.500 1.0449 0.04017 0.03054 -0.0291 0.0739 1.0000
8.750 1.0606 0.04199 0.03267 -0.0270 0.0716 1.0000
9.000 1.0740 0.04368 0.03454 -0.0249 0.0692 1.0000
9.250 1.0913 0.04574 0.03666 -0.0237 0.0668 1.0000
9.500 1.1032 0.04864 0.03983 -0.0215 0.0661 1.0000
9.750 1.1059 0.05092 0.04244 -0.0175 0.0663 1.0000
10.000 1.1030 0.05329 0.04516 -0.0126 0.0665 1.0000
10.250 1.0796 0.05525 0.04765 -0.0041 0.0678 1.0000
10.500 1.0507 0.05788 0.05077 0.0048 0.0697 1.0000
10.750 1.0260 0.06014 0.05331 0.0125 0.0710 1.0000
11.000 0.9998 0.06184 0.05520 0.0203 0.0720 1.0000
11.250 0.9733 0.06350 0.05703 0.0278 0.0730 1.0000
11.500 0.9481 0.06531 0.05896 0.0345 0.0739 1.0000
11.750 0.9234 0.06732 0.06109 0.0408 0.0747 1.0000
12.000 0.9106 0.07014 0.06397 0.0451 0.0759 1.0000
12.250 0.9110 0.07352 0.06742 0.0478 0.0780 1.0000
12.500 0.8080 0.07482 0.06918 0.0597 0.0814 1.0000
12.750 0.7556 0.08043 0.07500 0.0621 0.0843 1.0000
13.000 0.7304 0.08617 0.08081 0.0621 0.0875 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 67 (naca671215-il)