Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to NACA 67 (naca671215-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 67 (naca671215-il)