NACA 66 (p51hroot-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 66 (p51hroot-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.29 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-p51hroot-il-50000.txt Download as CSV file: xf-p51hroot-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 66
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 -0.4624 0.11185 0.10546 -0.0120 1.0000 0.4106
-9.000 -0.6652 0.09346 0.08753 -0.0279 1.0000 0.2432
-8.750 -0.7196 0.09099 0.08513 -0.0233 1.0000 0.2428
-8.500 -0.7784 0.08438 0.07834 -0.0209 1.0000 0.2076
-8.250 -0.8352 0.08006 0.07367 -0.0157 1.0000 0.1927
-8.000 -0.8327 0.07352 0.06696 -0.0147 1.0000 0.1700
-7.750 -0.8555 0.06891 0.06184 -0.0105 1.0000 0.1569
-7.500 -0.8785 0.06503 0.05710 -0.0052 1.0000 0.1449
-7.250 -0.8666 0.06088 0.05291 -0.0038 1.0000 0.1406
-7.000 -0.8658 0.05710 0.04864 -0.0007 1.0000 0.1350
-6.750 -0.8652 0.05448 0.04507 0.0034 1.0000 0.1294
-6.500 -0.8533 0.05166 0.04191 0.0055 1.0000 0.1291
-6.250 -0.8399 0.04914 0.03897 0.0076 1.0000 0.1293
-6.000 -0.8237 0.04671 0.03618 0.0093 1.0000 0.1291
-5.750 -0.8048 0.04440 0.03353 0.0108 1.0000 0.1289
-5.500 -0.7842 0.04238 0.03113 0.0122 1.0000 0.1292
-5.250 -0.7620 0.04034 0.02892 0.0132 1.0000 0.1317
-5.000 -0.7387 0.03876 0.02730 0.0139 1.0000 0.1361
-4.750 -0.7135 0.03745 0.02582 0.0147 1.0000 0.1410
-4.500 -0.6845 0.03638 0.02453 0.0152 1.0000 0.1457
-4.250 -0.6535 0.03539 0.02373 0.0151 1.0000 0.1559
-4.000 -0.1724 0.04656 0.03716 -0.0344 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1683 0.04598 0.03642 -0.0326 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1635 0.04546 0.03575 -0.0307 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1582 0.04501 0.03516 -0.0288 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1524 0.04462 0.03463 -0.0269 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1462 0.04427 0.03415 -0.0250 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1396 0.04397 0.03372 -0.0230 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1327 0.04371 0.03334 -0.0211 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1256 0.04349 0.03301 -0.0191 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1182 0.04330 0.03272 -0.0172 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1107 0.04313 0.03246 -0.0152 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1031 0.04300 0.03224 -0.0132 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0954 0.04290 0.03206 -0.0112 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0876 0.04281 0.03190 -0.0092 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0799 0.04275 0.03178 -0.0072 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0722 0.04271 0.03167 -0.0052 1.0000 1.0000
0.000 -0.0646 0.04269 0.03160 -0.0031 1.0000 1.0000
0.250 -0.0571 0.04269 0.03156 -0.0011 1.0000 1.0000
0.500 -0.0497 0.04270 0.03153 0.0010 1.0000 1.0000
0.750 -0.0425 0.04273 0.03154 0.0031 1.0000 1.0000
1.000 -0.0355 0.04278 0.03156 0.0052 1.0000 1.0000
1.250 -0.0288 0.04284 0.03159 0.0073 1.0000 1.0000
1.500 -0.0222 0.04291 0.03165 0.0094 1.0000 1.0000
1.750 -0.0161 0.04299 0.03173 0.0116 1.0000 1.0000
2.000 -0.0102 0.04308 0.03182 0.0138 1.0000 1.0000
2.250 -0.0047 0.04318 0.03192 0.0160 1.0000 1.0000
2.500 0.0005 0.04329 0.03204 0.0182 1.0000 1.0000
2.750 0.0052 0.04340 0.03216 0.0205 1.0000 1.0000
3.000 0.0096 0.04351 0.03229 0.0228 1.0000 1.0000
3.250 0.0135 0.04362 0.03242 0.0251 1.0000 1.0000
3.500 0.0169 0.04374 0.03257 0.0274 1.0000 1.0000
3.750 0.0201 0.04386 0.03272 0.0298 1.0000 1.0000
4.000 0.0228 0.04398 0.03288 0.0321 1.0000 1.0000
4.250 0.0257 0.04413 0.03306 0.0344 1.0000 1.0000
4.500 0.0287 0.04433 0.03329 0.0366 1.0000 1.0000
4.750 0.0325 0.04459 0.03359 0.0386 1.0000 1.0000
5.000 0.0372 0.04496 0.03400 0.0403 1.0000 1.0000
5.250 0.0435 0.04548 0.03456 0.0416 1.0000 1.0000
5.500 0.0515 0.04617 0.03529 0.0425 1.0000 1.0000
5.750 0.0769 0.04825 0.03745 0.0399 0.9938 1.0000
6.000 0.1212 0.05156 0.04093 0.0335 0.9731 1.0000
6.250 0.1572 0.05409 0.04362 0.0289 0.9485 1.0000
6.500 0.1875 0.05632 0.04600 0.0256 0.9233 1.0000
6.750 0.2211 0.05880 0.04865 0.0222 0.8956 1.0000
7.000 0.3362 0.06024 0.05055 0.0120 0.7797 1.0000
7.250 0.3749 0.06079 0.05133 0.0106 0.7465 1.0000
7.500 0.4155 0.06111 0.05192 0.0093 0.7167 1.0000
7.750 0.4592 0.06064 0.05179 0.0084 0.6849 1.0000
8.000 0.6636 0.03351 0.02441 0.0209 0.3062 1.0000
8.250 0.6424 0.03588 0.02558 0.0269 0.2168 1.0000
8.500 0.6418 0.03783 0.02688 0.0305 0.1740 1.0000
8.750 0.6631 0.03908 0.02775 0.0321 0.1495 1.0000
9.000 0.7976 0.04045 0.02905 0.0226 0.1233 1.0000
9.250 0.9384 0.04624 0.03547 0.0069 0.1158 1.0000
9.500 0.9562 0.04851 0.03807 0.0084 0.1141 1.0000
9.750 0.9668 0.05076 0.04060 0.0109 0.1127 1.0000
10.000 0.9730 0.05316 0.04329 0.0138 0.1124 1.0000
10.250 0.9741 0.05581 0.04629 0.0172 0.1132 1.0000
10.500 0.9721 0.05862 0.04941 0.0207 0.1144 1.0000
10.750 0.9674 0.06160 0.05269 0.0241 0.1155 1.0000
11.000 0.9596 0.06464 0.05599 0.0275 0.1167 1.0000
11.250 0.9471 0.06766 0.05922 0.0312 0.1177 1.0000
11.500 0.9377 0.07108 0.06282 0.0339 0.1189 1.0000
11.750 0.9316 0.07503 0.06692 0.0359 0.1199 1.0000
12.000 0.9218 0.07890 0.07098 0.0378 0.1212 1.0000
12.250 0.8265 0.08286 0.07536 0.0425 0.1257 1.0000
12.500 0.7751 0.08981 0.08246 0.0417 0.1291 1.0000
12.750 0.7486 0.09679 0.08949 0.0398 0.1327 1.0000
13.000 0.6633 0.11414 0.10679 0.0284 0.1442 1.0000
13.250 0.6965 0.11638 0.10910 0.0309 0.1503 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66 (p51hroot-il)