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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 -0.1842 0.02911 0.02473 0.0268 0.7099 0.7468 0.500 -0.1287 0.02829 0.02385 0.0261 0.7074 0.7474 1.500 -0.1505 0.02925 0.02476 0.0449 0.6834 0.7490 2.000 -0.1169 0.02837 0.02384 0.0473 0.6748 0.7493 2.500 -0.0672 0.02722 0.02265 0.0473 0.6698 0.7502 3.000 -0.0179 0.02596 0.02134 0.0472 0.6657 0.7535 3.500 0.0457 0.02497 0.02033 0.0453 0.6628 0.7556 4.000 0.1122 0.02409 0.01944 0.0429 0.6604 0.7576 4.500 0.1840 0.02311 0.01848 0.0399 0.6584 0.7599 5.000 0.2533 0.02231 0.01773 0.0373 0.6562 0.7623 5.500 0.3293 0.02119 0.01666 0.0341 0.6508 0.7647 6.500 0.3897 0.02000 0.01559 0.0416 0.6166 0.7718 7.000 0.4576 0.01837 0.01397 0.0401 0.5912 0.7746 7.500 0.5384 0.01645 0.01188 0.0369 0.5358 0.7770 8.000 0.5396 0.01745 0.01254 0.0446 0.4683 0.7807 8.500 0.5204 0.01944 0.01421 0.0544 0.4048 0.7844 9.000 0.5109 0.02135 0.01584 0.0624 0.3382 0.7877 9.500 0.4930 0.02391 0.01813 0.0706 0.2755 0.7907 10.000 0.4903 0.02594 0.01975 0.0767 0.1977 0.7933 10.500 0.4889 0.02809 0.02148 0.0821 0.1174 0.7956 11.000 0.4850 0.03067 0.02362 0.0874 0.0529 0.7975 11.500 0.4932 0.03298 0.02585 0.0912 0.0319 0.7989 12.000 0.5004 0.03532 0.02851 0.0951 0.0226 0.8069 12.500 0.5229 0.03692 0.03025 0.0972 0.0215 0.8156 13.000 0.5413 0.03877 0.03229 0.0997 0.0209 0.8232 13.500 0.5597 0.04070 0.03441 0.1021 0.0204 0.8302 14.000 0.5811 0.04258 0.03649 0.1041 0.0201 0.8369 14.500 0.6062 0.04455 0.03866 0.1056 0.0199 0.8428 15.000 0.6313 0.04691 0.04124 0.1069 0.0199 0.8473 15.500 0.6495 0.05006 0.04468 0.1080 0.0200 0.8561 16.000 0.6502 0.05424 0.04924 0.1102 0.0202 0.8730 16.500 0.6432 0.05921 0.05459 0.1123 0.0204 0.8880 17.500 0.5973 0.07432 0.07058 0.1118 0.0210 0.9361 18.000 0.5626 0.08735 0.08403 0.1047 0.0213 0.9596 18.500 0.5030 0.10587 0.10291 0.0939 0.0217 0.9814 20.000 0.3862 0.16850 0.16591 0.0622 0.0330 0.9990 20.500 0.3959 0.17494 0.17233 0.0585 0.0315 1.0000 21.000 0.4017 0.18003 0.17738 0.0567 0.0303 1.0000 21.500 0.4092 0.18475 0.18208 0.0550 0.0292 1.0000 22.000 0.4181 0.18921 0.18652 0.0534 0.0283 1.0000 22.500 0.4280 0.19344 0.19072 0.0517 0.0274 1.0000 23.000 0.4373 0.19783 0.19515 0.0499 0.0267 1.0000 23.500 0.4464 0.20226 0.19957 0.0481 0.0259 1.0000