NACA 67 (naca671215-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 67 (naca671215-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.21 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca671215-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca671215-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.4929 0.11474 0.10790 -0.0073 1.0000 0.4205
-9.000 -0.4994 0.11211 0.10531 -0.0052 1.0000 0.4339
-8.750 -0.6616 0.09393 0.08751 -0.0213 1.0000 0.2566
-8.500 -0.7424 0.08992 0.08359 -0.0167 1.0000 0.2473
-8.250 -0.8137 0.08127 0.07466 -0.0135 1.0000 0.1934
-8.000 -0.8621 0.07521 0.06807 -0.0079 1.0000 0.1667
-7.750 -0.8903 0.07049 0.06269 -0.0022 1.0000 0.1529
-7.500 -0.8837 0.06638 0.05850 0.0000 1.0000 0.1500
-7.250 -0.8846 0.06257 0.05439 0.0033 1.0000 0.1462
-7.000 -0.8920 0.05857 0.04966 0.0080 1.0000 0.1403
-6.750 -0.8880 0.05564 0.04611 0.0117 1.0000 0.1372
-6.500 -0.8763 0.05238 0.04253 0.0140 1.0000 0.1359
-6.250 -0.8643 0.04959 0.03932 0.0165 1.0000 0.1357
-6.000 -0.8513 0.04724 0.03643 0.0191 1.0000 0.1373
-5.750 -0.8343 0.04463 0.03354 0.0208 1.0000 0.1399
-5.500 -0.8130 0.04238 0.03111 0.0220 1.0000 0.1425
-5.250 -0.7920 0.04061 0.02908 0.0234 1.0000 0.1482
-5.000 -0.7705 0.03912 0.02709 0.0249 1.0000 0.1536
-4.750 -0.7423 0.03725 0.02531 0.0249 1.0000 0.1609
-4.500 -0.7128 0.03589 0.02382 0.0251 1.0000 0.1724
-4.250 -0.2021 0.04519 0.03546 -0.0366 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1958 0.04453 0.03462 -0.0347 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1887 0.04396 0.03388 -0.0328 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1810 0.04346 0.03322 -0.0308 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1727 0.04304 0.03264 -0.0288 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1640 0.04266 0.03210 -0.0269 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1550 0.04234 0.03165 -0.0249 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1456 0.04206 0.03124 -0.0229 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1359 0.04182 0.03089 -0.0209 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1261 0.04163 0.03058 -0.0189 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1160 0.04146 0.03031 -0.0169 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1058 0.04133 0.03009 -0.0149 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0954 0.04123 0.02990 -0.0129 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0850 0.04117 0.02976 -0.0109 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0745 0.04113 0.02966 -0.0089 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0640 0.04111 0.02958 -0.0069 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0535 0.04113 0.02955 -0.0049 1.0000 1.0000
0.000 -0.0429 0.04117 0.02955 -0.0029 1.0000 1.0000
0.250 -0.0325 0.04123 0.02958 -0.0009 1.0000 1.0000
0.500 -0.0221 0.04132 0.02964 0.0011 1.0000 1.0000
0.750 -0.0117 0.04144 0.02974 0.0031 1.0000 1.0000
1.000 -0.0015 0.04158 0.02987 0.0051 1.0000 1.0000
1.250 0.0087 0.04175 0.03003 0.0071 1.0000 1.0000
1.500 0.0186 0.04194 0.03023 0.0091 1.0000 1.0000
1.750 0.0284 0.04216 0.03046 0.0111 1.0000 1.0000
2.000 0.0380 0.04241 0.03072 0.0131 1.0000 1.0000
2.250 0.0474 0.04269 0.03103 0.0151 1.0000 1.0000
2.500 0.0565 0.04299 0.03136 0.0171 1.0000 1.0000
2.750 0.0654 0.04332 0.03174 0.0190 1.0000 1.0000
3.000 0.0740 0.04369 0.03215 0.0210 1.0000 1.0000
3.250 0.0823 0.04409 0.03260 0.0230 1.0000 1.0000
3.500 0.0902 0.04452 0.03309 0.0249 1.0000 1.0000
3.750 0.0978 0.04498 0.03362 0.0269 1.0000 1.0000
4.000 0.1050 0.04549 0.03419 0.0288 1.0000 1.0000
4.250 0.1119 0.04603 0.03481 0.0307 1.0000 1.0000
4.500 0.1182 0.04662 0.03548 0.0325 1.0000 1.0000
4.750 0.1241 0.04726 0.03621 0.0344 1.0000 1.0000
5.000 0.1295 0.04794 0.03698 0.0362 1.0000 1.0000
5.250 0.1344 0.04867 0.03781 0.0379 1.0000 1.0000
5.500 0.1388 0.04947 0.03870 0.0396 1.0000 1.0000
5.750 0.1426 0.05032 0.03966 0.0412 1.0000 1.0000
6.000 0.3670 0.05544 0.04568 0.0048 0.8599 1.0000
6.250 0.4324 0.05520 0.04580 -0.0006 0.8170 1.0000
6.500 0.5148 0.05282 0.04392 -0.0061 0.7695 1.0000
6.750 0.6437 0.04354 0.03549 -0.0110 0.7024 1.0000
7.000 0.7269 0.03372 0.02361 -0.0019 0.3096 1.0000
7.250 0.7455 0.03588 0.02478 0.0002 0.2300 1.0000
7.500 0.9388 0.04044 0.02887 -0.0261 0.1558 1.0000
7.750 0.9848 0.04305 0.03163 -0.0291 0.1442 1.0000
8.000 1.0121 0.04524 0.03408 -0.0289 0.1370 1.0000
8.250 1.0370 0.04812 0.03713 -0.0286 0.1317 1.0000
8.500 1.0419 0.05020 0.03970 -0.0245 0.1287 1.0000
8.750 1.0467 0.05263 0.04253 -0.0207 0.1268 1.0000
9.000 1.0477 0.05521 0.04548 -0.0164 0.1260 1.0000
9.250 1.0442 0.05770 0.04832 -0.0116 0.1251 1.0000
9.500 1.0369 0.06011 0.05102 -0.0064 0.1243 1.0000
9.750 1.0248 0.06254 0.05376 -0.0007 0.1247 1.0000
10.000 1.0089 0.06483 0.05630 0.0054 0.1244 1.0000
10.250 0.9869 0.06710 0.05882 0.0122 0.1253 1.0000
10.500 0.9611 0.06920 0.06112 0.0193 0.1263 1.0000
10.750 0.9310 0.07082 0.06287 0.0270 0.1271 1.0000
11.000 0.9017 0.07259 0.06476 0.0340 0.1284 1.0000
11.250 0.8733 0.07466 0.06692 0.0402 0.1294 1.0000
11.500 0.8495 0.07724 0.06957 0.0453 0.1307 1.0000
11.750 0.8264 0.08026 0.07266 0.0495 0.1316 1.0000
12.000 0.8161 0.08406 0.07654 0.0519 0.1335 1.0000
12.250 0.7001 0.09123 0.08391 0.0549 0.1443 1.0000
12.500 0.6954 0.09649 0.08917 0.0546 0.1470 1.0000
12.750 0.6198 0.11407 0.10672 0.0438 0.1792 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 67 (naca671215-il)