NACA 4421 (naca4421-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 4421 (naca4421-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.59 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca4421-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca4421-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 4421
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3533 0.13538 0.12826 -0.0092 1.0000 0.3723
-9.000 -0.3150 0.13107 0.12394 -0.0082 1.0000 0.3802
-8.750 -0.3384 0.13116 0.12411 -0.0055 1.0000 0.3915
-8.500 -0.3558 0.12939 0.12243 -0.0034 1.0000 0.3966
-8.250 -0.3329 0.12684 0.11989 -0.0021 1.0000 0.4061
-8.000 -0.3885 0.12846 0.12164 0.0021 1.0000 0.4168
-7.750 -0.3587 0.12414 0.11733 0.0024 1.0000 0.4230
-7.500 -0.5935 0.10199 0.09522 -0.0073 1.0000 0.2861
-7.250 -0.6061 0.09793 0.09116 -0.0064 1.0000 0.2829
-7.000 -0.6295 0.09287 0.08609 -0.0059 1.0000 0.2805
-6.750 -0.6669 0.08544 0.07858 -0.0067 1.0000 0.2774
-6.500 -0.6998 0.07738 0.07031 -0.0082 1.0000 0.2765
-6.250 -0.7173 0.07078 0.06341 -0.0095 1.0000 0.2788
-6.000 -0.7155 0.06256 0.05429 -0.0159 0.9942 0.2853
-5.750 -0.6534 0.06437 0.05644 -0.0203 0.9780 0.2956
-5.500 -0.6351 0.06042 0.05196 -0.0241 0.9685 0.3038
-5.250 -0.6032 0.05939 0.05089 -0.0264 0.9571 0.3114
-5.000 -0.5684 0.05834 0.04965 -0.0296 0.9465 0.3209
-4.750 -0.5459 0.05611 0.04700 -0.0318 0.9372 0.3291
-4.500 -0.5152 0.05605 0.04705 -0.0329 0.9270 0.3372
-4.250 -0.4844 0.05465 0.04520 -0.0359 0.9176 0.3482
-4.000 -0.4600 0.05431 0.04495 -0.0362 0.9080 0.3560
-3.750 -0.4289 0.05380 0.04424 -0.0383 0.8993 0.3680
-3.500 -0.4047 0.05345 0.04386 -0.0388 0.8904 0.3778
-3.250 -0.3772 0.05318 0.04345 -0.0400 0.8816 0.3910
-3.000 -0.3481 0.05317 0.04347 -0.0410 0.8730 0.4037
-2.750 -0.3293 0.05297 0.04306 -0.0411 0.8655 0.4180
-2.500 -0.2857 0.05328 0.04345 -0.0440 0.8574 0.4372
-2.250 -0.2800 0.05329 0.04351 -0.0417 0.8497 0.4484
-2.000 -0.2541 0.05348 0.04365 -0.0424 0.8422 0.4677
-1.750 -0.2194 0.05395 0.04412 -0.0441 0.8350 0.4903
-1.500 -0.2141 0.05433 0.04466 -0.0416 0.8290 0.5040
-1.250 -0.1903 0.05477 0.04517 -0.0417 0.8219 0.5256
-1.000 -0.1561 0.05541 0.04587 -0.0430 0.8144 0.5527
-0.750 -0.1520 0.05601 0.04656 -0.0407 0.8102 0.5710
-0.500 -0.1388 0.05668 0.04733 -0.0395 0.8053 0.5949
-0.250 -0.1046 0.05740 0.04815 -0.0405 0.7978 0.6315
0.000 -0.0908 0.05821 0.04911 -0.0389 0.7926 0.6630
0.250 -0.0868 0.05904 0.05012 -0.0362 0.7902 0.6950
0.500 -0.0808 0.05981 0.05110 -0.0336 0.7877 0.7367
0.750 -0.0769 0.06060 0.05217 -0.0300 0.7867 0.7874
1.000 -0.0740 0.06157 0.05344 -0.0259 0.7884 0.8565
1.250 -0.0395 0.06439 0.05648 -0.0306 0.8006 0.9567
1.500 0.0285 0.06485 0.05648 -0.0406 0.7695 1.0000
1.750 0.0437 0.06665 0.05801 -0.0421 0.7726 1.0000
2.000 -0.0223 0.07040 0.06186 -0.0366 0.8562 1.0000
2.250 -0.0206 0.07028 0.06161 -0.0348 0.8454 1.0000
2.500 0.0290 0.07431 0.06538 -0.0402 0.8367 1.0000
2.750 0.0193 0.07363 0.06463 -0.0367 0.8273 1.0000
3.000 0.0590 0.07671 0.06752 -0.0403 0.8176 1.0000
3.250 0.0590 0.07728 0.06803 -0.0383 0.8092 1.0000
3.500 0.0916 0.07977 0.07038 -0.0407 0.7981 1.0000
3.750 0.1019 0.08152 0.07204 -0.0403 0.7919 1.0000
4.000 0.1226 0.08308 0.07352 -0.0410 0.7787 1.0000
4.250 0.1465 0.08604 0.07638 -0.0425 0.7729 1.0000
4.500 0.1527 0.08665 0.07695 -0.0412 0.7595 1.0000
4.750 0.1942 0.09101 0.08119 -0.0449 0.7532 1.0000
5.000 0.1837 0.09049 0.08066 -0.0416 0.7401 1.0000
5.250 0.2285 0.09493 0.08501 -0.0455 0.7331 1.0000
5.500 0.2130 0.09453 0.08461 -0.0419 0.7219 1.0000
5.750 0.2514 0.09815 0.08816 -0.0448 0.7131 1.0000
6.000 0.2440 0.09885 0.08884 -0.0425 0.7037 1.0000
6.250 0.2717 0.10157 0.09153 -0.0441 0.6939 1.0000
6.500 0.2813 0.10393 0.09385 -0.0439 0.6873 1.0000
6.750 0.2949 0.10548 0.09539 -0.0438 0.6746 1.0000
7.000 0.3348 0.11044 0.10030 -0.0469 0.6694 1.0000
7.250 0.3173 0.10964 0.09951 -0.0437 0.6563 1.0000
7.500 0.3606 0.11442 0.10426 -0.0468 0.6494 1.0000
7.750 0.3419 0.11414 0.10398 -0.0439 0.6384 1.0000
8.000 0.3754 0.11777 0.10760 -0.0459 0.6298 1.0000
8.250 0.3692 0.11896 0.10880 -0.0444 0.6208 1.0000
8.500 0.3933 0.12172 0.11156 -0.0454 0.6104 1.0000
8.750 0.4046 0.12470 0.11454 -0.0458 0.6042 1.0000
9.000 0.4134 0.12609 0.11593 -0.0454 0.5909 1.0000
9.250 0.4464 0.13109 0.12092 -0.0475 0.5853 1.0000
9.500 0.4344 0.13070 0.12055 -0.0456 0.5715 1.0000
9.750 0.4806 0.13688 0.12674 -0.0486 0.5650 1.0000
10.000 0.4561 0.13550 0.12538 -0.0461 0.5519 1.0000
10.250 0.5069 0.14206 0.13196 -0.0490 0.5444 1.0000
10.500 0.4780 0.14045 0.13037 -0.0467 0.5321 1.0000
10.750 0.5262 0.14670 0.13664 -0.0491 0.5239 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 4421 (naca4421-il)