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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 -0.0148 0.02055 0.01584 0.0024 0.7441 0.7461 0.500 0.0326 0.02041 0.01569 0.0032 0.7415 0.7486 1.000 0.0845 0.02010 0.01536 0.0033 0.7394 0.7512 1.500 0.1391 0.01962 0.01485 0.0028 0.7370 0.7540 2.000 0.0768 0.02059 0.01584 0.0220 0.7205 0.7595 2.500 0.1482 0.01985 0.01509 0.0186 0.7192 0.7606 3.000 0.2243 0.01902 0.01426 0.0145 0.7179 0.7615 3.500 0.3137 0.01787 0.01312 0.0083 0.7165 0.7622 4.000 0.2911 0.01824 0.01358 0.0216 0.7016 0.7658 4.500 0.4224 0.01613 0.01152 0.0084 0.7006 0.7661 5.000 0.5263 0.01384 0.00919 0.0005 0.6881 0.7669 5.500 0.5845 0.01267 0.00804 0.0004 0.6694 0.7685 6.000 0.6099 0.01222 0.00768 0.0061 0.6482 0.7707 6.500 0.5884 0.01236 0.00789 0.0202 0.6167 0.7740 7.000 0.5733 0.01310 0.00814 0.0325 0.5224 0.7773 7.500 0.5407 0.01513 0.00973 0.0459 0.4403 0.7808 8.000 0.5155 0.01748 0.01163 0.0569 0.3558 0.7838 8.500 0.5007 0.01975 0.01343 0.0656 0.2613 0.7874 9.000 0.4946 0.02209 0.01524 0.0726 0.1582 0.7913 9.500 0.4958 0.02444 0.01705 0.0782 0.0697 0.7948 10.000 0.5177 0.02600 0.01850 0.0813 0.0502 0.7984 10.500 0.5407 0.02760 0.02008 0.0839 0.0431 0.8021 11.000 0.5662 0.02917 0.02168 0.0861 0.0390 0.8056 11.500 0.5883 0.03094 0.02351 0.0885 0.0359 0.8096 12.000 0.6087 0.03287 0.02550 0.0908 0.0334 0.8145 12.500 0.6331 0.03470 0.02743 0.0927 0.0313 0.8193 13.000 0.6567 0.03666 0.02946 0.0944 0.0297 0.8247 13.500 0.6798 0.03879 0.03160 0.0960 0.0283 0.8295 14.000 0.7077 0.04060 0.03358 0.0972 0.0273 0.8361 14.500 0.7354 0.04253 0.03565 0.0982 0.0264 0.8429 15.000 0.7622 0.04461 0.03780 0.0990 0.0254 0.8499 15.500 0.7998 0.04625 0.03950 0.0993 0.0247 0.8575 16.000 0.8324 0.04844 0.04191 0.0998 0.0243 0.8664 16.500 0.8451 0.05176 0.04556 0.1010 0.0238 0.8769 17.000 0.8578 0.05535 0.04949 0.1021 0.0235 0.8896 17.500 0.8630 0.05977 0.05428 0.1028 0.0232 0.9045 18.000 0.8602 0.06515 0.06005 0.1027 0.0227 0.9258 18.500 0.8622 0.07297 0.06831 0.0979 0.0224 0.9478 19.000 0.8504 0.08466 0.08054 0.0891 0.0225 0.9639 19.500 0.8056 0.10031 0.09671 0.0800 0.0226 1.0000 20.000 0.7257 0.12147 0.11838 0.0689 0.0233 1.0000 20.500 0.6311 0.14953 0.14678 0.0536 0.0244 1.0000