NACA 66 (p51hroot-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 66 (p51hroot-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 32.31 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-p51hroot-il-100000.txt Download as CSV file: xf-p51hroot-il-100000.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 = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.5963 0.10826 0.10396 -0.0459 0.9977 0.1608
-10.500 -0.5270 0.10826 0.10383 -0.0382 0.9973 0.1671
-10.250 -0.5895 0.10059 0.09627 -0.0477 0.9936 0.1763
-10.000 -0.4440 0.09655 0.09239 -0.0482 0.9843 0.1947
-9.750 -0.4108 0.09572 0.09151 -0.0454 0.9831 0.2042
-9.500 -0.5171 0.08757 0.08352 -0.0495 0.9822 0.2090
-9.250 -0.4338 0.08921 0.08506 -0.0434 0.9811 0.2206
-7.000 -0.8939 0.05236 0.04540 0.0043 1.0000 0.1024
-6.750 -0.8797 0.04751 0.03978 0.0078 1.0000 0.0831
-6.500 -0.8667 0.04421 0.03616 0.0099 1.0000 0.0797
-6.250 -0.8527 0.04173 0.03328 0.0121 1.0000 0.0788
-6.000 -0.8364 0.03963 0.03080 0.0140 1.0000 0.0785
-5.750 -0.8184 0.03770 0.02854 0.0157 1.0000 0.0783
-5.500 -0.7987 0.03591 0.02641 0.0172 1.0000 0.0778
-5.250 -0.7781 0.03445 0.02472 0.0185 1.0000 0.0783
-5.000 -0.7577 0.03334 0.02345 0.0196 1.0000 0.0803
-4.750 -0.7367 0.03232 0.02227 0.0207 1.0000 0.0828
-4.500 -0.7150 0.03135 0.02114 0.0218 1.0000 0.0842
-4.250 -0.6938 0.03059 0.02025 0.0229 1.0000 0.0856
-4.000 -0.6733 0.02935 0.01915 0.0239 1.0000 0.0885
-3.750 -0.6553 0.02863 0.01851 0.0252 1.0000 0.0938
-3.500 -0.6374 0.02806 0.01789 0.0266 1.0000 0.0983
-3.250 -0.6217 0.02728 0.01717 0.0284 1.0000 0.1031
-3.000 -0.6056 0.02670 0.01662 0.0300 1.0000 0.1115
-2.750 -0.5897 0.02609 0.01608 0.0317 1.0000 0.1267
-2.500 -0.5794 0.02441 0.01542 0.0341 1.0000 0.2544
-2.250 -0.5940 0.02353 0.01706 0.0451 1.0000 0.7643
-2.000 -0.5897 0.02503 0.01859 0.0527 1.0000 0.8208
-1.750 -0.2999 0.03800 0.03103 0.0172 1.0000 0.9512
-1.500 -0.2701 0.03821 0.03110 0.0153 1.0000 0.9605
-1.250 -0.2345 0.03840 0.03116 0.0121 1.0000 0.9676
-1.000 -0.2070 0.03858 0.03124 0.0104 1.0000 0.9740
-0.750 -0.1768 0.03877 0.03133 0.0081 1.0000 0.9794
-0.500 -0.1512 0.03904 0.03152 0.0067 1.0000 0.9847
-0.250 -0.1214 0.03927 0.03169 0.0044 1.0000 0.9890
0.000 -0.0961 0.03965 0.03201 0.0029 1.0000 0.9933
0.250 -0.0685 0.04001 0.03231 0.0009 1.0000 0.9970
0.500 -0.0445 0.04048 0.03274 -0.0003 1.0000 1.0000
0.750 -0.0369 0.04056 0.03281 0.0016 1.0000 1.0000
1.000 -0.0294 0.04066 0.03289 0.0035 1.0000 1.0000
1.250 -0.0221 0.04078 0.03300 0.0055 1.0000 1.0000
1.500 -0.0151 0.04092 0.03313 0.0075 1.0000 1.0000
1.750 0.0084 0.04132 0.03354 0.0061 0.9959 1.0000
2.000 0.0583 0.04238 0.03462 -0.0005 0.9817 1.0000
2.250 0.1028 0.04316 0.03544 -0.0056 0.9634 1.0000
2.500 0.1544 0.04461 0.03693 -0.0118 0.9454 1.0000
2.750 0.3026 0.04367 0.03607 -0.0304 0.8612 1.0000
3.000 0.3543 0.04414 0.03661 -0.0351 0.8518 1.0000
3.250 0.3585 0.04408 0.03660 -0.0319 0.8383 1.0000
3.500 0.3790 0.04411 0.03669 -0.0311 0.8241 1.0000
3.750 0.4071 0.04402 0.03668 -0.0314 0.8098 1.0000
4.000 0.4414 0.04377 0.03652 -0.0324 0.7959 1.0000
4.250 0.5107 0.04298 0.03590 -0.0383 0.7855 1.0000
4.500 0.5144 0.04291 0.03591 -0.0347 0.7716 1.0000
4.750 0.5276 0.04276 0.03586 -0.0325 0.7584 1.0000
5.000 0.5588 0.04205 0.03529 -0.0324 0.7451 1.0000
5.250 0.8327 0.02577 0.01967 -0.0557 0.6832 1.0000
5.500 0.8106 0.02607 0.02004 -0.0472 0.6626 1.0000
5.750 0.7871 0.02654 0.02055 -0.0389 0.6425 1.0000
6.000 0.7556 0.02772 0.02177 -0.0304 0.6200 1.0000
6.250 0.7656 0.02577 0.01663 -0.0210 0.1600 1.0000
6.500 0.7498 0.02706 0.01742 -0.0145 0.1131 1.0000
6.750 0.7425 0.02782 0.01810 -0.0093 0.1016 1.0000
7.000 0.7342 0.02857 0.01878 -0.0041 0.0940 1.0000
7.250 0.7284 0.02914 0.01937 0.0008 0.0896 1.0000
7.500 0.7232 0.02963 0.01990 0.0056 0.0860 1.0000
7.750 0.7179 0.03009 0.02035 0.0104 0.0834 1.0000
8.000 0.7140 0.03060 0.02080 0.0151 0.0811 1.0000
8.250 0.7200 0.03111 0.02126 0.0185 0.0791 1.0000
8.500 0.7357 0.03162 0.02178 0.0208 0.0769 1.0000
8.750 0.7610 0.03233 0.02250 0.0216 0.0740 1.0000
9.000 0.7984 0.03345 0.02355 0.0205 0.0705 1.0000
9.250 0.9416 0.03851 0.02885 0.0029 0.0667 1.0000
9.500 0.9591 0.04000 0.03059 0.0045 0.0658 1.0000
9.750 0.9786 0.04202 0.03288 0.0057 0.0657 1.0000
10.000 0.9917 0.04414 0.03525 0.0079 0.0661 1.0000
10.250 0.9992 0.04630 0.03764 0.0108 0.0664 1.0000
10.500 1.0046 0.04851 0.04011 0.0138 0.0667 1.0000
10.750 1.0089 0.05102 0.04289 0.0166 0.0668 1.0000
11.000 1.0103 0.05357 0.04570 0.0196 0.0668 1.0000
11.250 1.0239 0.05807 0.05039 0.0202 0.0679 1.0000
11.500 1.0053 0.05876 0.05151 0.0265 0.0701 1.0000
11.750 0.9633 0.06206 0.05537 0.0337 0.0740 1.0000
12.000 0.9504 0.06626 0.05981 0.0364 0.0770 1.0000
12.250 0.9223 0.07042 0.06438 0.0401 0.0834 1.0000
12.500 0.8736 0.07580 0.07009 0.0431 0.0876 1.0000
12.750 0.8196 0.08353 0.07817 0.0436 0.0982 1.0000
13.000 0.7458 0.07702 0.07182 0.0485 0.0826 1.0000
13.250 0.6435 0.08992 0.08506 0.0443 0.0873 1.0000
13.500 0.6403 0.09566 0.09081 0.0431 0.0916 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 66 (p51hroot-il)