NACA 66 (p51htip-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 66 (p51htip-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22.24 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-p51htip-il-50000.txt Download as CSV file: xf-p51htip-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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.4477 0.12821 0.12105 -0.0272 1.0000 0.2497
-11.250 -0.4662 0.12740 0.12035 -0.0288 1.0000 0.2605
-11.000 -0.4499 0.12299 0.11594 -0.0282 1.0000 0.2745
-10.750 -0.4440 0.11971 0.11269 -0.0279 1.0000 0.2893
-10.500 -0.4433 0.11695 0.10998 -0.0277 1.0000 0.3047
-10.250 -0.4449 0.11442 0.10752 -0.0274 1.0000 0.3202
-10.000 -0.4215 0.10966 0.10274 -0.0263 1.0000 0.3384
-9.750 -0.4113 0.10630 0.09940 -0.0254 1.0000 0.3561
-9.500 -0.4055 0.10346 0.09658 -0.0245 1.0000 0.3734
-9.250 -0.4096 0.10144 0.09464 -0.0231 1.0000 0.3933
-9.000 -0.4136 0.09915 0.09245 -0.0213 1.0000 0.4114
-7.000 -0.5214 0.08095 0.07499 -0.0018 1.0000 0.4222
-6.500 -0.6485 0.07372 0.06813 0.0012 1.0000 0.3625
-6.250 -0.7096 0.06240 0.05605 -0.0086 1.0000 0.2375
-6.000 -0.7100 0.05537 0.04774 -0.0096 1.0000 0.1696
-5.750 -0.6976 0.05111 0.04299 -0.0081 1.0000 0.1521
-5.500 -0.6840 0.04745 0.03863 -0.0061 1.0000 0.1389
-5.250 -0.6682 0.04414 0.03472 -0.0043 1.0000 0.1309
-5.000 -0.6493 0.04180 0.03171 -0.0024 1.0000 0.1261
-4.750 -0.6296 0.03953 0.02899 -0.0009 1.0000 0.1262
-4.500 -0.6085 0.03763 0.02660 0.0005 1.0000 0.1274
-4.250 -0.5851 0.03566 0.02427 0.0017 1.0000 0.1277
-4.000 -0.5604 0.03363 0.02204 0.0025 1.0000 0.1290
-3.750 -0.5360 0.03205 0.02043 0.0034 1.0000 0.1345
-3.500 -0.1706 0.03100 0.02206 -0.0347 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1666 0.03072 0.02155 -0.0322 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1619 0.03046 0.02108 -0.0297 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1568 0.03023 0.02066 -0.0272 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1511 0.03003 0.02028 -0.0247 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1452 0.02984 0.01991 -0.0223 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1390 0.02968 0.01959 -0.0198 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1327 0.02953 0.01929 -0.0173 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1262 0.02939 0.01902 -0.0148 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1196 0.02926 0.01877 -0.0123 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1131 0.02914 0.01854 -0.0098 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1065 0.02903 0.01831 -0.0072 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1000 0.02892 0.01810 -0.0046 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0935 0.02882 0.01792 -0.0020 1.0000 1.0000
0.000 -0.0873 0.02872 0.01774 0.0006 1.0000 1.0000
0.250 -0.0810 0.02863 0.01758 0.0032 1.0000 1.0000
0.500 -0.0749 0.02854 0.01743 0.0059 1.0000 1.0000
0.750 -0.0687 0.02846 0.01729 0.0085 1.0000 1.0000
1.000 -0.0622 0.02840 0.01717 0.0111 1.0000 1.0000
1.250 -0.0553 0.02837 0.01710 0.0136 1.0000 1.0000
1.500 -0.0475 0.02839 0.01707 0.0159 1.0000 1.0000
1.750 -0.0387 0.02845 0.01709 0.0180 1.0000 1.0000
2.000 -0.0285 0.02860 0.01719 0.0199 1.0000 1.0000
2.250 -0.0168 0.02883 0.01738 0.0214 1.0000 1.0000
2.500 -0.0037 0.02913 0.01767 0.0226 1.0000 1.0000
2.750 0.0104 0.02952 0.01805 0.0236 1.0000 1.0000
3.000 0.0253 0.02998 0.01851 0.0244 1.0000 1.0000
3.250 0.0406 0.03051 0.01905 0.0251 1.0000 1.0000
3.500 0.0561 0.03111 0.01967 0.0256 1.0000 1.0000
3.750 0.0719 0.03177 0.02037 0.0260 1.0000 1.0000
4.000 0.0877 0.03249 0.02114 0.0263 1.0000 1.0000
4.250 0.1034 0.03328 0.02201 0.0266 1.0000 1.0000
4.500 0.1189 0.03414 0.02294 0.0268 1.0000 1.0000
4.750 0.1341 0.03507 0.02396 0.0268 1.0000 1.0000
5.000 0.1491 0.03609 0.02507 0.0268 1.0000 1.0000
5.250 0.1638 0.03718 0.02627 0.0267 1.0000 1.0000
5.500 0.1780 0.03836 0.02760 0.0266 1.0000 1.0000
5.750 0.1917 0.03965 0.02901 0.0263 1.0000 1.0000
6.000 0.3837 0.04587 0.03624 -0.0018 0.8556 1.0000
6.250 0.6126 0.02781 0.01692 0.0050 0.2175 1.0000
6.500 0.6185 0.02964 0.01826 0.0084 0.1779 1.0000
6.750 0.6564 0.03132 0.01970 0.0081 0.1509 1.0000
7.000 0.7828 0.03520 0.02360 -0.0048 0.1252 1.0000
7.250 0.8201 0.03755 0.02614 -0.0058 0.1177 1.0000
7.500 0.8571 0.04102 0.02969 -0.0071 0.1142 1.0000
7.750 0.8805 0.04393 0.03294 -0.0059 0.1141 1.0000
8.000 0.8982 0.04667 0.03612 -0.0040 0.1146 1.0000
8.250 0.9122 0.04966 0.03951 -0.0018 0.1147 1.0000
8.500 0.9228 0.05284 0.04305 0.0005 0.1145 1.0000
8.750 0.9166 0.05505 0.04604 0.0053 0.1176 1.0000
9.000 0.9126 0.05858 0.05008 0.0089 0.1211 1.0000
9.250 0.9138 0.06267 0.05447 0.0113 0.1253 1.0000
9.500 0.9061 0.06639 0.05861 0.0144 0.1314 1.0000
9.750 0.8838 0.07059 0.06316 0.0177 0.1376 1.0000
10.000 0.8682 0.07485 0.06767 0.0201 0.1454 1.0000
10.250 0.8270 0.07863 0.07159 0.0230 0.1487 1.0000
10.500 0.8081 0.08432 0.07739 0.0229 0.1589 1.0000
10.750 0.7476 0.09165 0.08470 0.0196 0.1639 1.0000
11.000 0.6191 0.09395 0.08736 0.0211 0.1697 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66 (p51htip-il)