XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 66(3)-218 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 -0.1166 0.03059 0.02565 0.0151 0.7558 0.7924 0.500 -0.1836 0.03057 0.02561 0.0339 0.7363 0.7975 1.000 -0.1734 0.02967 0.02466 0.0401 0.7254 0.8013 1.500 -0.1312 0.02857 0.02351 0.0411 0.7190 0.8046 2.000 -0.0680 0.02778 0.02270 0.0391 0.7145 0.8069 2.500 -0.0015 0.02722 0.02215 0.0370 0.7107 0.8099 3.000 0.0651 0.02685 0.02178 0.0347 0.7075 0.8126 3.500 0.1411 0.02633 0.02128 0.0310 0.7043 0.8147 4.000 0.1048 0.02716 0.02215 0.0444 0.6779 0.8211 4.500 0.1619 0.02661 0.02165 0.0438 0.6700 0.8243 5.000 0.2349 0.02550 0.02060 0.0411 0.6646 0.8270 5.500 0.3199 0.02391 0.01911 0.0368 0.6611 0.8292 7.500 0.5457 0.01731 0.01172 0.0404 0.4047 0.8423 8.000 0.5203 0.01935 0.01328 0.0512 0.3070 0.8470 8.500 0.4980 0.02164 0.01506 0.0603 0.2041 0.8539 9.000 0.4815 0.02405 0.01678 0.0684 0.0780 0.8652 9.500 0.4872 0.02590 0.01856 0.0740 0.0414 0.8742 10.000 0.4912 0.02795 0.02073 0.0796 0.0313 0.8837 10.500 0.4989 0.03011 0.02311 0.0845 0.0273 0.8927 11.000 0.5241 0.03192 0.02511 0.0876 0.0257 0.8990 11.500 0.5861 0.03361 0.02710 0.0864 0.0250 0.9094 12.000 0.6315 0.03593 0.02971 0.0868 0.0253 0.9223 12.500 0.6646 0.03850 0.03256 0.0881 0.0257 0.9365 13.500 0.7240 0.04569 0.04040 0.0870 0.0276 0.9661 14.000 0.7294 0.05248 0.04781 0.0859 0.0301 0.9806 14.500 0.6840 0.06510 0.06123 0.0851 0.0348 0.9941 15.000 0.6239 0.07729 0.07385 0.0828 0.0373 1.0000 15.500 0.5533 0.09052 0.08729 0.0797 0.0385 1.0000 17.000 0.4171 0.14392 0.14073 0.0594 0.0481 1.0000 17.500 0.4169 0.15218 0.14895 0.0564 0.0480 1.0000 18.000 0.4198 0.15980 0.15654 0.0536 0.0480 1.0000 18.500 0.4245 0.16702 0.16373 0.0508 0.0479 1.0000 19.000 0.4307 0.17372 0.17041 0.0481 0.0477 1.0000 19.500 0.4380 0.17972 0.17639 0.0454 0.0473 1.0000 20.000 0.4440 0.18360 0.18024 0.0424 0.0446 1.0000 20.500 0.4485 0.18863 0.18525 0.0393 0.0380 1.0000 21.000 0.4578 0.19379 0.19039 0.0368 0.0348 1.0000 21.500 0.4684 0.19860 0.19519 0.0345 0.0323 1.0000 22.000 0.4809 0.20296 0.19955 0.0323 0.0300 1.0000 22.500 0.4962 0.20685 0.20343 0.0303 0.0280 1.0000 23.000 0.5144 0.21067 0.20733 0.0286 0.0265 1.0000