NACA 66(3)-418 (naca663418-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 66(3)-418 (naca663418-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.75 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca663418-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca663418-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 66(3)-418
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 -0.4811 0.12687 0.12060 -0.0091 1.0000 0.3953
-9.000 -0.7507 0.09460 0.08862 -0.0307 1.0000 0.1899
-8.750 -0.7892 0.08998 0.08391 -0.0271 1.0000 0.1780
-8.500 -0.8747 0.08514 0.07864 -0.0204 1.0000 0.1712
-8.250 -0.8679 0.07991 0.07332 -0.0192 1.0000 0.1600
-8.000 -0.8930 0.07510 0.06800 -0.0154 1.0000 0.1507
-7.750 -0.8966 0.07103 0.06367 -0.0129 1.0000 0.1467
-7.500 -0.9167 0.06687 0.05843 -0.0083 1.0000 0.1380
-7.250 -0.9076 0.06333 0.05470 -0.0066 1.0000 0.1370
-7.000 -0.8985 0.06009 0.05116 -0.0047 1.0000 0.1359
-6.750 -0.8879 0.05704 0.04777 -0.0029 1.0000 0.1346
-6.500 -0.8746 0.05423 0.04460 -0.0012 1.0000 0.1330
-6.250 -0.8594 0.05163 0.04160 0.0004 1.0000 0.1318
-6.000 -0.8423 0.04936 0.03894 0.0018 1.0000 0.1315
-5.750 -0.8240 0.04747 0.03671 0.0032 1.0000 0.1333
-5.500 -0.8045 0.04585 0.03472 0.0045 1.0000 0.1357
-5.250 -0.7838 0.04443 0.03291 0.0057 1.0000 0.1379
-5.000 -0.7602 0.04278 0.03123 0.0065 1.0000 0.1406
-4.750 -0.7364 0.04163 0.03011 0.0074 1.0000 0.1455
-4.500 -0.7120 0.04090 0.02920 0.0085 1.0000 0.1530
-4.250 -0.6843 0.04025 0.02876 0.0093 1.0000 0.1618
-4.000 -0.6603 0.03974 0.02827 0.0107 1.0000 0.1732
-3.750 -0.2404 0.05842 0.04940 -0.0222 1.0000 0.9821
-3.500 -0.1826 0.05804 0.04862 -0.0315 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1775 0.05747 0.04789 -0.0299 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1720 0.05697 0.04725 -0.0282 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1660 0.05654 0.04668 -0.0265 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1597 0.05616 0.04618 -0.0248 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1531 0.05585 0.04574 -0.0231 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1463 0.05558 0.04535 -0.0213 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1392 0.05535 0.04502 -0.0196 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1320 0.05517 0.04475 -0.0178 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1246 0.05503 0.04451 -0.0160 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1172 0.05492 0.04432 -0.0143 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1097 0.05485 0.04416 -0.0125 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1021 0.05481 0.04405 -0.0107 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0945 0.05480 0.04397 -0.0089 1.0000 1.0000
0.000 -0.0870 0.05482 0.04393 -0.0071 1.0000 1.0000
0.250 -0.0795 0.05486 0.04392 -0.0052 1.0000 1.0000
0.500 -0.0720 0.05493 0.04394 -0.0034 1.0000 1.0000
0.750 -0.0648 0.05503 0.04400 -0.0016 1.0000 1.0000
1.000 -0.0576 0.05515 0.04408 0.0002 1.0000 1.0000
1.250 -0.0504 0.05529 0.04419 0.0020 1.0000 1.0000
1.500 -0.0436 0.05545 0.04433 0.0039 1.0000 1.0000
1.750 -0.0368 0.05563 0.04449 0.0057 1.0000 1.0000
2.000 -0.0302 0.05583 0.04467 0.0075 1.0000 1.0000
2.250 -0.0239 0.05604 0.04487 0.0094 1.0000 1.0000
2.500 -0.0178 0.05627 0.04509 0.0112 1.0000 1.0000
2.750 -0.0119 0.05651 0.04533 0.0131 1.0000 1.0000
3.000 -0.0063 0.05675 0.04559 0.0149 1.0000 1.0000
3.250 -0.0009 0.05702 0.04586 0.0168 1.0000 1.0000
3.500 0.0041 0.05728 0.04614 0.0187 1.0000 1.0000
3.750 0.0088 0.05756 0.04644 0.0206 1.0000 1.0000
4.000 0.0133 0.05783 0.04673 0.0224 1.0000 1.0000
4.250 0.0174 0.05810 0.04703 0.0243 1.0000 1.0000
4.500 0.0234 0.05847 0.04743 0.0257 0.9994 1.0000
4.750 0.0571 0.06043 0.04947 0.0214 0.9867 1.0000
5.000 0.0844 0.06219 0.05129 0.0185 0.9735 1.0000
5.250 0.1076 0.06373 0.05289 0.0165 0.9597 1.0000
5.500 0.1265 0.06498 0.05421 0.0155 0.9459 1.0000
5.750 0.1426 0.06611 0.05542 0.0149 0.9318 1.0000
6.000 0.1558 0.06714 0.05652 0.0150 0.9181 1.0000
6.250 0.1687 0.06829 0.05774 0.0151 0.9049 1.0000
6.500 0.1854 0.06995 0.05947 0.0146 0.8923 1.0000
6.750 0.2074 0.07206 0.06166 0.0133 0.8775 1.0000
7.000 0.2145 0.07239 0.06207 0.0145 0.8617 1.0000
7.250 0.2203 0.07291 0.06266 0.0159 0.8467 1.0000
7.500 0.2309 0.07395 0.06378 0.0163 0.8312 1.0000
7.750 0.2445 0.07528 0.06519 0.0162 0.8157 1.0000
8.000 0.2617 0.07685 0.06687 0.0155 0.7989 1.0000
8.250 0.2868 0.07873 0.06887 0.0138 0.7790 1.0000
8.500 0.3143 0.08078 0.07104 0.0119 0.7574 1.0000
8.750 0.3924 0.07808 0.06855 0.0098 0.6745 1.0000
9.000 0.4217 0.07861 0.06923 0.0089 0.6515 1.0000
9.250 0.4549 0.07900 0.06981 0.0079 0.6290 1.0000
9.500 0.4795 0.07951 0.07050 0.0074 0.6075 1.0000
9.750 0.5263 0.07905 0.07030 0.0060 0.5852 1.0000
10.000 0.5566 0.07858 0.07006 0.0060 0.5604 1.0000
10.250 0.6045 0.07582 0.06759 0.0066 0.5314 1.0000
10.750 0.8160 0.04422 0.03635 0.0206 0.3382 1.0000
11.000 0.8026 0.04685 0.03757 0.0253 0.2343 1.0000
11.250 0.8111 0.04903 0.03910 0.0272 0.1865 1.0000
11.500 0.8483 0.05008 0.03979 0.0273 0.1554 1.0000
11.750 0.9266 0.05092 0.04043 0.0242 0.1314 1.0000
12.000 1.0017 0.05341 0.04297 0.0200 0.1192 1.0000
12.500 1.0910 0.06048 0.05037 0.0152 0.1078 1.0000
12.750 1.0965 0.06371 0.05401 0.0168 0.1073 1.0000
13.000 1.0964 0.06711 0.05779 0.0187 0.1070 1.0000
13.250 1.0896 0.07057 0.06159 0.0208 0.1069 1.0000
13.500 1.0778 0.07415 0.06549 0.0231 0.1069 1.0000
13.750 1.0649 0.07807 0.06969 0.0249 0.1071 1.0000
14.000 1.0489 0.08216 0.07403 0.0266 0.1073 1.0000
14.250 1.0331 0.08671 0.07880 0.0277 0.1076 1.0000
14.500 0.9262 0.09389 0.08663 0.0298 0.1127 1.0000
14.750 0.8697 0.10291 0.09590 0.0274 0.1155 1.0000
15.000 0.8236 0.11307 0.10616 0.0231 0.1184 1.0000
15.250 0.8053 0.12134 0.11446 0.0195 0.1206 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66(3)-418 (naca663418-il)