XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 66(4)-221 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 -0.1688 0.04210 0.03714 0.0224 0.7168 0.7609 0.500 -0.0872 0.04249 0.03751 0.0174 0.7137 0.7636 1.000 -0.0150 0.04245 0.03745 0.0140 0.7109 0.7666 1.500 0.0563 0.04251 0.03752 0.0109 0.7080 0.7707 2.000 0.1083 0.04193 0.03693 0.0112 0.7043 0.7745 3.000 -0.1005 0.03580 0.03064 0.0613 0.6649 0.7856 3.500 -0.0439 0.03439 0.02918 0.0604 0.6608 0.7863 4.000 0.0174 0.03329 0.02806 0.0588 0.6576 0.7873 4.500 0.0851 0.03249 0.02727 0.0564 0.6547 0.7895 6.000 0.1645 0.03127 0.02611 0.0660 0.6137 0.7957 6.500 0.2365 0.02994 0.02485 0.0634 0.6096 0.7970 7.000 0.3138 0.02830 0.02330 0.0604 0.6060 0.7982 9.000 0.5312 0.02188 0.01657 0.0621 0.4487 0.8130 9.500 0.5327 0.02322 0.01760 0.0687 0.3764 0.8170 10.000 0.5115 0.02568 0.01973 0.0773 0.3073 0.8216 10.500 0.5042 0.02782 0.02151 0.0837 0.2289 0.8261 11.000 0.4909 0.03051 0.02373 0.0901 0.1391 0.8311 11.500 0.4757 0.03375 0.02648 0.0961 0.0644 0.8364 12.000 0.4873 0.03586 0.02857 0.0994 0.0422 0.8412 12.500 0.4946 0.03834 0.03117 0.1030 0.0304 0.8456 13.000 0.5032 0.04088 0.03390 0.1063 0.0270 0.8489 13.500 0.5253 0.04274 0.03599 0.1082 0.0253 0.8594 14.000 0.5575 0.04444 0.03797 0.1097 0.0247 0.8691 14.500 0.5875 0.04673 0.04056 0.1110 0.0246 0.8783 15.000 0.6084 0.04962 0.04374 0.1125 0.0247 0.8882 15.500 0.6205 0.05295 0.04731 0.1142 0.0250 0.8975 16.000 0.6269 0.05706 0.05174 0.1149 0.0253 0.9170 16.500 0.6310 0.06218 0.05721 0.1144 0.0257 0.9372 17.000 0.6386 0.06829 0.06372 0.1110 0.0264 0.9551 17.500 0.6374 0.07683 0.07263 0.1052 0.0271 0.9733 18.000 0.6135 0.08868 0.08489 0.0982 0.0281 0.9889 18.500 0.5375 0.10991 0.10660 0.0867 0.0299 0.9964 20.000 0.3813 0.17505 0.17189 0.0620 0.0477 1.0000 20.500 0.3844 0.18131 0.17810 0.0601 0.0476 1.0000 21.000 0.3891 0.18735 0.18410 0.0581 0.0475 1.0000 21.500 0.3951 0.19308 0.18980 0.0561 0.0474 1.0000 22.000 0.4019 0.19859 0.19528 0.0540 0.0473 1.0000 22.500 0.4094 0.20376 0.20043 0.0518 0.0470 1.0000 23.000 0.4175 0.20846 0.20511 0.0495 0.0466 1.0000 23.500 0.4217 0.21116 0.20779 0.0460 0.0437 1.0000 24.000 0.4295 0.21525 0.21192 0.0432 0.0396 1.0000 24.500 0.4391 0.21914 0.21581 0.0408 0.0358 1.0000 25.000 0.4494 0.22287 0.21953 0.0385 0.0330 1.0000 25.500 0.4602 0.22651 0.22316 0.0363 0.0310 1.0000 26.000 0.4722 0.22978 0.22643 0.0343 0.0291 1.0000 26.500 0.4859 0.23276 0.22941 0.0325 0.0274 1.0000 27.000 0.5029 0.23575 0.23240 0.0313 0.0258 1.0000