NACA 67 (naca671215-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 67 (naca671215-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.4 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca671215-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-naca671215-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.5688 0.11400 0.10679 -0.0495 1.0000 0.0602
-11.750 -0.5881 0.10744 0.10026 -0.0517 1.0000 0.0597
-11.500 -0.6193 0.09954 0.09238 -0.0546 1.0000 0.0583
-11.250 -0.6629 0.09230 0.08510 -0.0558 1.0000 0.0570
-11.000 -0.7156 0.08626 0.07891 -0.0541 1.0000 0.0557
-10.500 -0.8095 0.07980 0.07200 -0.0429 1.0000 0.0544
-10.250 -0.8346 0.07773 0.06982 -0.0373 1.0000 0.0544
-10.000 -0.8564 0.07529 0.06722 -0.0321 1.0000 0.0543
-9.750 -0.8759 0.07258 0.06430 -0.0270 1.0000 0.0543
-9.500 -0.8917 0.06984 0.06130 -0.0221 1.0000 0.0544
-9.250 -0.9005 0.06711 0.05842 -0.0180 1.0000 0.0549
-9.000 -0.9027 0.06473 0.05592 -0.0147 1.0000 0.0556
-8.750 -0.9030 0.06262 0.05368 -0.0115 1.0000 0.0566
-8.500 -0.9040 0.06041 0.05126 -0.0080 1.0000 0.0578
-8.250 -0.9046 0.05798 0.04855 -0.0045 1.0000 0.0588
-8.000 -0.9030 0.05554 0.04577 -0.0010 1.0000 0.0599
-7.750 -0.8988 0.05302 0.04287 0.0022 1.0000 0.0609
-7.500 -0.8911 0.05056 0.03998 0.0052 1.0000 0.0618
-7.250 -0.8786 0.04824 0.03713 0.0074 0.9991 0.0638
-7.000 -0.8608 0.04614 0.03471 0.0085 0.9977 0.0662
-6.750 -0.8396 0.04452 0.03296 0.0090 0.9962 0.0688
-6.500 -0.8161 0.04296 0.03114 0.0094 0.9947 0.0718
-6.250 -0.7915 0.04152 0.02932 0.0098 0.9934 0.0757
-6.000 -0.7650 0.04011 0.02783 0.0098 0.9923 0.0796
-5.750 -0.7368 0.03901 0.02665 0.0095 0.9911 0.0842
-5.500 -0.7048 0.03813 0.02550 0.0089 0.9898 0.0905
-5.250 -0.6694 0.03727 0.02471 0.0074 0.9886 0.0969
-5.000 -0.6373 0.03665 0.02395 0.0066 0.9873 0.1062
-4.750 -0.6109 0.03600 0.02328 0.0066 0.9859 0.1157
-4.500 -0.5884 0.03534 0.02264 0.0072 0.9844 0.1278
-4.250 -0.5710 0.03456 0.02193 0.0086 0.9823 0.1459
-4.000 -0.5561 0.03362 0.02124 0.0104 0.9800 0.1774
-3.750 -0.4743 0.03458 0.02553 0.0064 0.9827 0.7098
-3.500 -0.4890 0.03432 0.02512 0.0138 0.9788 0.7601
-3.250 -0.4874 0.03494 0.02554 0.0192 0.9756 0.8050
-3.000 -0.3388 0.04092 0.03091 0.0040 0.9805 0.9113
-2.750 -0.2700 0.04144 0.03108 -0.0039 0.9807 0.9346
-2.250 -0.1970 0.04133 0.03052 -0.0094 0.9772 0.9539
-2.000 -0.1621 0.04127 0.03028 -0.0121 0.9753 0.9610
-1.750 -0.1290 0.04118 0.03003 -0.0144 0.9733 0.9670
-1.500 -0.1003 0.04108 0.02980 -0.0159 0.9706 0.9729
-1.250 -0.0688 0.04099 0.02960 -0.0179 0.9679 0.9776
-1.000 -0.0376 0.04100 0.02950 -0.0199 0.9653 0.9822
-0.750 -0.0049 0.04109 0.02951 -0.0223 0.9629 0.9861
-0.500 0.0221 0.04101 0.02937 -0.0234 0.9593 0.9897
-0.250 0.0502 0.04108 0.02939 -0.0248 0.9558 0.9934
0.000 0.0814 0.04119 0.02947 -0.0269 0.9524 0.9963
0.250 0.1135 0.04139 0.02964 -0.0290 0.9493 0.9993
0.500 0.1308 0.04143 0.02968 -0.0282 0.9439 1.0000
0.750 0.1528 0.04161 0.02987 -0.0283 0.9391 1.0000
1.000 0.1749 0.04183 0.03009 -0.0283 0.9342 1.0000
1.250 0.1912 0.04194 0.03024 -0.0272 0.9278 1.0000
1.500 0.2170 0.04223 0.03056 -0.0279 0.9227 1.0000
1.750 0.2325 0.04238 0.03075 -0.0266 0.9156 1.0000
2.000 0.2551 0.04262 0.03105 -0.0267 0.9092 1.0000
2.250 0.2765 0.04287 0.03136 -0.0264 0.9025 1.0000
2.500 0.2954 0.04306 0.03163 -0.0257 0.8946 1.0000
2.750 0.3207 0.04333 0.03199 -0.0262 0.8877 1.0000
3.000 0.3388 0.04349 0.03225 -0.0252 0.8784 1.0000
3.250 0.3612 0.04369 0.03256 -0.0250 0.8700 1.0000
3.500 0.3856 0.04386 0.03286 -0.0251 0.8611 1.0000
3.750 0.4030 0.04397 0.03311 -0.0238 0.8504 1.0000
4.000 0.4372 0.04407 0.03337 -0.0254 0.8423 1.0000
4.250 0.4565 0.04401 0.03346 -0.0243 0.8296 1.0000
4.500 0.4774 0.04386 0.03349 -0.0233 0.8161 1.0000
4.750 0.5010 0.04358 0.03339 -0.0226 0.8020 1.0000
5.000 0.5268 0.04306 0.03307 -0.0220 0.7865 1.0000
5.250 0.5568 0.04210 0.03235 -0.0215 0.7683 1.0000
5.500 0.5751 0.04105 0.03149 -0.0188 0.7451 1.0000
5.750 0.5948 0.03963 0.03027 -0.0160 0.7173 1.0000
6.000 0.6079 0.03821 0.02903 -0.0118 0.6818 1.0000
6.250 0.6178 0.03700 0.02798 -0.0072 0.6390 1.0000
6.500 0.6399 0.03531 0.02637 -0.0038 0.5750 1.0000
6.750 0.7032 0.03286 0.02235 -0.0042 0.3237 1.0000
7.000 0.6962 0.03425 0.02312 0.0009 0.2444 1.0000
7.250 0.6933 0.03556 0.02400 0.0051 0.1932 1.0000
7.500 0.6947 0.03674 0.02488 0.0088 0.1609 1.0000
7.750 0.7000 0.03775 0.02576 0.0119 0.1394 1.0000
8.000 0.7078 0.03868 0.02662 0.0147 0.1256 1.0000
8.250 0.7182 0.03959 0.02744 0.0172 0.1154 1.0000
8.500 0.7337 0.04034 0.02829 0.0191 0.1054 1.0000
8.750 0.7574 0.04114 0.02915 0.0199 0.0971 1.0000
9.000 0.7868 0.04198 0.03001 0.0199 0.0894 1.0000
9.250 0.8255 0.04311 0.03134 0.0186 0.0821 1.0000
9.500 0.8581 0.04445 0.03271 0.0178 0.0765 1.0000
9.750 0.8893 0.04619 0.03469 0.0172 0.0716 1.0000
10.000 0.9096 0.04787 0.03662 0.0182 0.0678 1.0000
10.250 0.9235 0.04937 0.03817 0.0198 0.0647 1.0000
10.500 0.9354 0.05131 0.04032 0.0217 0.0625 1.0000
10.750 0.9341 0.05309 0.04247 0.0258 0.0608 1.0000
11.000 0.9306 0.05488 0.04456 0.0300 0.0595 1.0000
11.250 0.9233 0.05651 0.04642 0.0346 0.0584 1.0000
11.500 0.9144 0.05821 0.04833 0.0391 0.0572 1.0000
11.750 0.9055 0.05987 0.05014 0.0433 0.0563 1.0000
12.250 0.8906 0.06365 0.05420 0.0504 0.0544 1.0000
12.500 0.8869 0.06605 0.05668 0.0528 0.0535 1.0000
12.750 0.8721 0.06888 0.05971 0.0559 0.0532 1.0000
13.000 0.8536 0.07206 0.06313 0.0586 0.0531 1.0000
13.250 0.8311 0.07572 0.06705 0.0609 0.0530 1.0000
13.500 0.8093 0.07972 0.07126 0.0622 0.0530 1.0000
13.750 0.7860 0.08424 0.07597 0.0626 0.0531 1.0000
14.000 0.7627 0.08927 0.08115 0.0621 0.0532 1.0000
14.250 0.6804 0.10331 0.09558 0.0549 0.0555 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 67 (naca671215-il)