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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.0224 0.01918 0.01478 -0.0116 0.7481 0.7631 0.500 -0.0788 0.02090 0.01656 0.0152 0.7307 0.7701 1.000 -0.0305 0.02056 0.01619 0.0157 0.7248 0.7722 1.500 0.0195 0.02035 0.01598 0.0159 0.7201 0.7745 2.000 0.0787 0.02002 0.01565 0.0147 0.7166 0.7775 2.500 0.1480 0.01941 0.01503 0.0120 0.7141 0.7802 3.000 0.2191 0.01874 0.01437 0.0089 0.7121 0.7826 3.500 0.3073 0.01746 0.01312 0.0033 0.7110 0.7846 4.000 0.5491 0.01327 0.00884 -0.0296 0.6991 0.7815 4.500 0.5951 0.01201 0.00762 -0.0273 0.6815 0.7852 5.000 0.6539 0.01113 0.00663 -0.0276 0.6490 0.7882 5.500 0.6412 0.01105 0.00662 -0.0145 0.6164 0.7926 6.000 0.6104 0.01175 0.00686 0.0014 0.5234 0.7960 6.500 0.5674 0.01353 0.00828 0.0176 0.4479 0.7984 7.000 0.5321 0.01532 0.00973 0.0309 0.3553 0.8053 7.500 0.5139 0.01711 0.01117 0.0409 0.2681 0.8137 8.000 0.5020 0.01916 0.01282 0.0496 0.1747 0.8208 8.500 0.4904 0.02149 0.01458 0.0576 0.0712 0.8276 9.500 0.5084 0.02518 0.01838 0.0683 0.0227 0.8406 10.000 0.5239 0.02683 0.02017 0.0722 0.0218 0.8458 10.500 0.5424 0.02855 0.02203 0.0757 0.0211 0.8491 11.000 0.5676 0.03008 0.02375 0.0783 0.0206 0.8628 11.500 0.5988 0.03162 0.02559 0.0808 0.0203 0.8742 12.000 0.6452 0.03332 0.02756 0.0815 0.0204 0.8833 12.500 0.6850 0.03609 0.03064 0.0825 0.0207 0.8922 13.500 0.7012 0.04462 0.03998 0.0889 0.0214 0.9286 14.000 0.6856 0.05091 0.04672 0.0915 0.0219 0.9549 14.500 0.6492 0.06172 0.05806 0.0897 0.0226 0.9801 16.500 0.4474 0.12714 0.12459 0.0626 0.0348 1.0000 17.000 0.4351 0.13698 0.13438 0.0592 0.0340 1.0000 17.500 0.4313 0.14478 0.14215 0.0564 0.0327 1.0000 18.000 0.4334 0.15141 0.14875 0.0540 0.0313 1.0000 18.500 0.4438 0.15591 0.15323 0.0523 0.0292 1.0000 19.000 0.4556 0.16015 0.15745 0.0506 0.0274 1.0000 19.500 0.4629 0.16561 0.16289 0.0484 0.0255 1.0000