XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 66-021 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 -0.0406 0.03511 0.02987 0.0072 0.7564 0.7609 0.500 0.0838 0.03474 0.02950 -0.0055 0.7574 0.7612 1.000 0.1950 0.03393 0.02870 -0.0156 0.7583 0.7620 3.000 0.0471 0.03007 0.02470 0.0421 0.7050 0.7904 3.500 0.1216 0.02922 0.02389 0.0388 0.7029 0.7917 4.500 0.2370 0.02751 0.02229 0.0370 0.6894 0.7953 5.500 0.4775 0.02145 0.01647 0.0183 0.6892 0.7963 6.000 0.5044 0.01935 0.01438 0.0238 0.6693 0.8001 6.500 0.5637 0.01751 0.01261 0.0237 0.6523 0.8021 7.000 0.5304 0.01946 0.01467 0.0362 0.6155 0.8054 7.500 0.6116 0.01686 0.01157 0.0343 0.5121 0.8070 8.000 0.5937 0.01893 0.01302 0.0442 0.4038 0.8109 8.500 0.5739 0.02167 0.01514 0.0528 0.2977 0.8155 9.000 0.5579 0.02471 0.01747 0.0604 0.1693 0.8187 9.500 0.5555 0.02762 0.01972 0.0659 0.0733 0.8220 10.000 0.5756 0.02954 0.02155 0.0686 0.0574 0.8256 11.000 0.6223 0.03326 0.02531 0.0729 0.0459 0.8331 11.500 0.6467 0.03517 0.02729 0.0749 0.0423 0.8371 12.000 0.6731 0.03711 0.02916 0.0765 0.0399 0.8420 12.500 0.7051 0.03875 0.03095 0.0777 0.0376 0.8466 13.000 0.7410 0.04025 0.03245 0.0786 0.0358 0.8511 13.500 0.7809 0.04183 0.03414 0.0791 0.0343 0.8567 14.000 0.8194 0.04355 0.03604 0.0796 0.0328 0.8619 14.500 0.8637 0.04528 0.03783 0.0797 0.0316 0.8679 15.000 0.9103 0.04776 0.04052 0.0794 0.0310 0.8741 15.500 0.9265 0.05122 0.04439 0.0812 0.0307 0.8814 16.000 0.9263 0.05580 0.04946 0.0834 0.0300 0.8898 17.000 0.9040 0.06762 0.06220 0.0868 0.0299 0.9099 17.500 0.8727 0.07585 0.07093 0.0872 0.0299 0.9219 18.000 0.8372 0.08579 0.08133 0.0854 0.0303 0.9361 18.500 0.8086 0.09740 0.09334 0.0799 0.0308 0.9521