NACA 23021 (naca23021-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 23021 (naca23021-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.64 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca23021-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca23021-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 23021
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 -0.4365 0.11729 0.10854 -0.0267 1.0000 0.2573
-12.250 -0.6588 0.07884 0.07014 -0.0456 1.0000 0.2435
-12.000 -0.7843 0.06312 0.05427 -0.0472 1.0000 0.2407
-11.750 -0.8568 0.05692 0.04788 -0.0418 1.0000 0.2401
-11.500 -0.9097 0.05356 0.04437 -0.0340 1.0000 0.2411
-11.250 -0.8903 0.05276 0.04371 -0.0323 1.0000 0.2509
-11.000 -0.9176 0.05055 0.04141 -0.0260 1.0000 0.2561
-10.750 -0.9569 0.04795 0.03855 -0.0182 1.0000 0.2601
-10.500 -0.9295 0.04772 0.03859 -0.0171 1.0000 0.2734
-10.250 -0.9406 0.04616 0.03698 -0.0119 1.0000 0.2823
-10.000 -0.9420 0.04520 0.03604 -0.0076 1.0000 0.2941
-9.750 -0.9266 0.04484 0.03587 -0.0051 1.0000 0.3084
-9.500 -0.9395 0.04335 0.03429 0.0005 1.0000 0.3199
-9.250 -0.9390 0.04260 0.03357 0.0047 1.0000 0.3345
-9.000 -0.9218 0.04263 0.03380 0.0073 1.0000 0.3520
-8.750 -0.9073 0.04270 0.03404 0.0102 1.0000 0.3697
-8.500 -0.8938 0.04292 0.03439 0.0134 1.0000 0.3881
-8.250 -0.8795 0.04333 0.03492 0.0165 1.0000 0.4070
-8.000 -0.8656 0.04377 0.03545 0.0197 1.0000 0.4258
-7.750 -0.8609 0.04357 0.03528 0.0236 1.0000 0.4432
-7.500 -0.8708 0.04243 0.03403 0.0286 1.0000 0.4597
-7.250 -0.8340 0.04408 0.03586 0.0297 1.0000 0.4766
-7.000 -0.8117 0.04480 0.03665 0.0319 1.0000 0.4915
-6.750 -0.8216 0.04333 0.03510 0.0363 1.0000 0.5060
-6.500 -0.8029 0.04383 0.03563 0.0386 1.0000 0.5202
-6.250 -0.7878 0.04402 0.03586 0.0411 1.0000 0.5333
-6.000 -0.7988 0.04230 0.03400 0.0452 1.0000 0.5483
-5.750 -0.7678 0.04377 0.03560 0.0465 1.0000 0.5603
-5.500 -0.7664 0.04296 0.03474 0.0497 1.0000 0.5746
-5.250 -0.7582 0.04281 0.03457 0.0524 1.0000 0.5897
-5.000 -0.7360 0.04386 0.03571 0.0544 1.0000 0.6027
-4.750 -0.7348 0.04308 0.03489 0.0574 1.0000 0.6185
-4.500 -0.7189 0.04361 0.03545 0.0595 1.0000 0.6323
-4.250 -0.6680 0.04483 0.03666 0.0558 0.9905 0.6480
-4.000 -0.6187 0.04510 0.03683 0.0508 0.9759 0.6653
-3.750 -0.5788 0.04492 0.03654 0.0470 0.9614 0.6835
-3.500 -0.5008 0.04711 0.03874 0.0404 0.9457 0.6948
-3.250 -0.4689 0.04684 0.03841 0.0385 0.9302 0.7107
-3.000 -0.4288 0.04711 0.03863 0.0359 0.9144 0.7266
-2.750 -0.3544 0.04855 0.04004 0.0291 0.8988 0.7385
-2.500 -0.2918 0.04879 0.04019 0.0230 0.8850 0.7554
-2.250 -0.2340 0.04946 0.04083 0.0183 0.8678 0.7689
-2.000 -0.1703 0.05000 0.04134 0.0126 0.8509 0.7818
-1.750 -0.1244 0.04977 0.04106 0.0092 0.8359 0.7987
-1.500 0.0671 0.04951 0.04072 -0.0158 0.8219 0.8112
-1.250 0.1102 0.04913 0.04033 -0.0185 0.8040 0.8255
-1.000 0.1339 0.04871 0.03987 -0.0182 0.7882 0.8420
-0.750 0.2693 0.04649 0.03758 -0.0336 0.7759 0.8556
-0.500 0.3007 0.04616 0.03725 -0.0345 0.7572 0.8697
-0.250 0.3191 0.04605 0.03712 -0.0334 0.7401 0.8854
0.000 0.3905 0.04483 0.03587 -0.0398 0.7229 0.8992
0.250 0.4483 0.04330 0.03426 -0.0437 0.7082 0.9139
0.500 0.4778 0.04319 0.03415 -0.0447 0.6893 0.9289
0.750 0.5130 0.04293 0.03387 -0.0464 0.6714 0.9440
1.000 0.5642 0.04207 0.03297 -0.0506 0.6535 0.9582
1.250 0.6181 0.04077 0.03155 -0.0547 0.6379 0.9726
1.500 0.6644 0.04018 0.03095 -0.0588 0.6189 0.9867
1.750 0.7126 0.03977 0.03056 -0.0637 0.6000 0.9999
2.000 0.7240 0.04011 0.03087 -0.0621 0.5870 1.0000
2.250 0.7384 0.04007 0.03076 -0.0605 0.5751 1.0000
2.500 0.7440 0.04101 0.03176 -0.0586 0.5623 1.0000
2.750 0.7610 0.04082 0.03146 -0.0571 0.5521 1.0000
3.000 0.7609 0.04222 0.03296 -0.0546 0.5399 1.0000
3.250 0.7780 0.04212 0.03277 -0.0531 0.5307 1.0000
3.500 0.7726 0.04390 0.03466 -0.0500 0.5201 1.0000
3.750 0.7838 0.04429 0.03502 -0.0480 0.5109 1.0000
4.000 0.7871 0.04537 0.03610 -0.0453 0.5025 1.0000
4.250 0.7632 0.04814 0.03901 -0.0403 0.4932 1.0000
4.500 0.7956 0.04727 0.03801 -0.0399 0.4862 1.0000
4.750 0.7367 0.05209 0.04300 -0.0318 0.4788 1.0000
5.000 0.4913 0.06629 0.05717 -0.0103 0.4752 1.0000
5.250 0.4405 0.07047 0.06127 -0.0049 0.4705 1.0000
5.500 0.6122 0.06211 0.05296 -0.0117 0.4616 1.0000
5.750 0.4348 0.07432 0.06501 0.0003 0.4608 1.0000
6.000 0.3862 0.07947 0.07006 0.0036 0.4594 1.0000
6.250 0.3610 0.08349 0.07403 0.0056 0.4589 1.0000
6.500 0.3499 0.08707 0.07757 0.0067 0.4600 1.0000
6.750 0.3490 0.09042 0.08089 0.0072 0.4614 1.0000
7.000 0.3598 0.09363 0.08411 0.0071 0.4629 1.0000
7.500 0.2215 0.10689 0.09738 0.0059 0.5612 1.0000
7.750 0.2483 0.11001 0.10049 0.0050 0.5526 1.0000
8.000 0.2590 0.11322 0.10368 0.0048 0.5479 1.0000
8.250 0.2511 0.11365 0.10410 0.0065 0.5354 1.0000
8.500 0.2923 0.11867 0.10914 0.0045 0.5286 1.0000
8.750 0.2670 0.11834 0.10878 0.0069 0.5186 1.0000
9.000 0.2934 0.12166 0.11212 0.0061 0.5090 1.0000
9.250 0.2892 0.12348 0.11393 0.0068 0.5003 1.0000
9.500 0.3456 0.12967 0.12016 0.0047 0.4844 1.0000
9.750 0.3128 0.12771 0.11818 0.0073 0.4696 1.0000
10.000 0.3240 0.12973 0.12022 0.0078 0.4497 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 23021 (naca23021-il)