NACA 65(4)-421 (naca654421-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 65(4)-421 (naca654421-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 20.57 at α=12.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca654421-il-100000.txt Download as CSV file: xf-naca654421-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 65(4)-421
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.750 -0.7447 0.08631 0.08103 -0.0769 0.9996 0.0903
-13.500 -0.7253 0.08050 0.07516 -0.0802 0.9958 0.0889
-13.250 -0.7360 0.07446 0.06891 -0.0839 0.9900 0.0874
-13.000 -0.7518 0.06879 0.06294 -0.0871 0.9839 0.0860
-12.750 -0.7688 0.06396 0.05777 -0.0888 0.9760 0.0848
-12.500 -0.7815 0.05951 0.05289 -0.0904 0.9695 0.0835
-12.250 -0.7943 0.05626 0.04922 -0.0897 0.9600 0.0826
-12.000 -0.7915 0.05366 0.04631 -0.0896 0.9523 0.0827
-11.750 -0.7765 0.05135 0.04377 -0.0903 0.9456 0.0837
-11.500 -0.7504 0.04847 0.04055 -0.0928 0.9419 0.0842
-11.250 -0.7462 0.04702 0.03887 -0.0905 0.9321 0.0846
-11.000 -0.7090 0.04441 0.03596 -0.0935 0.9290 0.0853
-10.750 -0.6590 0.04190 0.03316 -0.0979 0.9274 0.0867
-10.500 -0.6035 0.03976 0.03076 -0.1026 0.9262 0.0887
-10.250 -0.5502 0.03813 0.02906 -0.1060 0.9236 0.0918
-10.000 -0.5078 0.03724 0.02830 -0.1075 0.9186 0.0959
-9.750 -0.4604 0.03636 0.02736 -0.1099 0.9151 0.1005
-9.500 -0.4075 0.03563 0.02681 -0.1125 0.9127 0.1072
-9.250 -0.3676 0.03494 0.02620 -0.1142 0.9097 0.1172
-9.000 -0.3609 0.03477 0.02614 -0.1115 0.9012 0.1259
-8.750 -0.3461 0.03404 0.02558 -0.1103 0.8953 0.1436
-8.500 -0.3458 0.03254 0.02451 -0.1082 0.8898 0.1802
-8.250 -0.3734 0.03198 0.02422 -0.1016 0.8784 0.2081
-8.000 -0.4005 0.03007 0.02286 -0.0964 0.8717 0.2793
-7.750 -0.4356 0.03075 0.02350 -0.0874 0.8604 0.2748
-7.500 -0.4668 0.02966 0.02284 -0.0801 0.8544 0.3372
-7.250 -0.5054 0.03118 0.02393 -0.0696 0.8435 0.2863
-7.000 -0.5363 0.03029 0.02355 -0.0616 0.8374 0.3575
-6.750 -0.5123 0.03218 0.02618 -0.0583 0.8349 0.5323
-6.500 -0.5853 0.03193 0.02599 -0.0444 0.8258 0.5015
-6.250 -0.2635 0.04456 0.03806 -0.0717 0.8358 0.5931
-6.000 -0.2356 0.04771 0.04113 -0.0687 0.8311 0.6098
-5.750 -0.3047 0.04780 0.04135 -0.0551 0.8211 0.6123
-5.500 -0.1330 0.05063 0.04377 -0.0721 0.8242 0.6302
-5.250 -0.0395 0.05126 0.04418 -0.0800 0.8237 0.6403
-5.000 -0.0140 0.05133 0.04415 -0.0797 0.8203 0.6525
-4.750 -0.0231 0.05123 0.04400 -0.0754 0.8167 0.6669
-4.500 0.0669 0.05088 0.04347 -0.0836 0.8164 0.6746
-4.250 -0.0470 0.05398 0.04680 -0.0631 0.8037 0.6802
-4.000 -0.0202 0.05375 0.04648 -0.0635 0.8007 0.6901
-3.750 0.0171 0.05350 0.04612 -0.0654 0.7987 0.7003
-3.500 -0.3155 0.05546 0.04866 -0.0130 0.7878 0.7059
-3.250 -0.2048 0.05671 0.04969 -0.0247 0.7850 0.7107
-3.000 -0.2446 0.05681 0.04981 -0.0154 0.7832 0.7191
-2.750 -0.3036 0.05637 0.04943 -0.0039 0.7834 0.7277
-2.500 -0.2115 0.05699 0.04985 -0.0134 0.7796 0.7330
-2.250 -0.4944 0.05651 0.04993 0.0234 0.8720 0.7448
-2.000 -0.4994 0.05553 0.04893 0.0290 0.8653 0.7488
-1.750 -0.4809 0.05560 0.04892 0.0296 0.8602 0.7543
-1.500 -0.4648 0.05502 0.04819 0.0283 0.8564 0.7623
-1.250 -0.4283 0.05651 0.04957 0.0261 0.8538 0.7659
-1.000 -0.4414 0.05483 0.04789 0.0318 0.8466 0.7698
-0.750 -0.4223 0.05474 0.04772 0.0317 0.8409 0.7742
-0.500 -0.3961 0.05492 0.04777 0.0297 0.8373 0.7793
-0.250 -0.3597 0.05606 0.04879 0.0258 0.8349 0.7831
0.000 -0.3727 0.05432 0.04706 0.0314 0.8263 0.7862
0.250 -0.3499 0.05460 0.04727 0.0310 0.8210 0.7895
0.500 -0.3182 0.05539 0.04799 0.0287 0.8176 0.7925
0.750 -0.2777 0.05731 0.04982 0.0248 0.8154 0.7962
1.000 -0.2894 0.05493 0.04740 0.0281 0.8053 0.8007
1.250 -0.2625 0.05547 0.04788 0.0270 0.8006 0.8031
1.500 -0.2279 0.05686 0.04924 0.0248 0.7976 0.8056
1.750 -0.2302 0.05619 0.04857 0.0278 0.7904 0.8091
2.000 -0.2072 0.05652 0.04885 0.0270 0.7835 0.8128
2.250 -0.1710 0.05768 0.04996 0.0238 0.7796 0.8162
2.500 -0.1244 0.06009 0.05230 0.0187 0.7774 0.8194
2.750 -0.1423 0.05803 0.05027 0.0240 0.7660 0.8223
3.000 -0.1121 0.05910 0.05134 0.0227 0.7615 0.8257
3.250 -0.0708 0.06136 0.05358 0.0195 0.7589 0.8295
3.500 -0.0819 0.05996 0.05219 0.0228 0.7477 0.8333
3.750 -0.0452 0.06123 0.05343 0.0196 0.7428 0.8370
4.000 -0.0019 0.06368 0.05589 0.0164 0.7401 0.8400
4.250 -0.0189 0.06219 0.05444 0.0210 0.7280 0.8438
4.500 0.0177 0.06370 0.05596 0.0187 0.7234 0.8482
4.750 0.0205 0.06399 0.05627 0.0198 0.7146 0.8527
5.000 0.0496 0.06490 0.05720 0.0183 0.7071 0.8568
5.250 0.0942 0.06717 0.05950 0.0155 0.7035 0.8608
5.500 0.0814 0.06643 0.05881 0.0188 0.6909 0.8652
5.750 0.1292 0.06837 0.06077 0.0152 0.6858 0.8701
6.000 0.1220 0.06827 0.06071 0.0177 0.6734 0.8749
6.250 0.1760 0.07007 0.06256 0.0147 0.6672 0.8806
6.500 0.1676 0.06983 0.06237 0.0171 0.6533 0.8864
6.750 0.2531 0.06678 0.05930 0.0149 0.6148 0.8924
7.000 0.2561 0.06721 0.05979 0.0166 0.6011 0.8985
7.250 0.2817 0.06756 0.06018 0.0161 0.5897 0.9054
7.500 0.3119 0.06753 0.06022 0.0160 0.5817 0.9130
7.750 0.3243 0.06816 0.06092 0.0166 0.5698 0.9215
8.000 0.3649 0.06774 0.06058 0.0157 0.5636 0.9309
8.250 0.3729 0.06862 0.06155 0.0163 0.5510 0.9406
8.500 0.4237 0.06792 0.06096 0.0142 0.5460 0.9512
8.750 0.4377 0.06911 0.06227 0.0131 0.5326 0.9620
9.000 0.5053 0.06791 0.06121 0.0089 0.5285 0.9732
9.250 0.5248 0.06898 0.06241 0.0066 0.5141 0.9928
9.500 0.5401 0.07004 0.06354 0.0056 0.5017 1.0000
9.750 0.5930 0.06855 0.06216 0.0032 0.4969 1.0000
10.000 0.6087 0.06964 0.06333 0.0021 0.4836 1.0000
10.250 0.6662 0.06744 0.06126 -0.0002 0.4800 1.0000
10.500 0.6838 0.06821 0.06211 -0.0011 0.4661 1.0000
10.750 0.7346 0.06584 0.05989 -0.0025 0.4601 1.0000
11.000 0.7784 0.06327 0.05743 -0.0032 0.4495 1.0000
11.250 0.8288 0.05902 0.05332 -0.0033 0.4375 1.0000
11.500 0.9104 0.05108 0.04551 -0.0037 0.4313 1.0000
11.750 0.9451 0.04929 0.04381 -0.0039 0.4143 1.0000
12.000 0.9602 0.04976 0.04432 -0.0036 0.3893 1.0000
12.250 0.9917 0.04838 0.04280 -0.0032 0.3543 1.0000
12.500 1.0051 0.04886 0.04295 -0.0023 0.3045 1.0000
12.750 0.9995 0.05141 0.04505 -0.0010 0.2509 1.0000
13.000 0.9826 0.05536 0.04850 0.0002 0.1982 1.0000
13.250 0.9649 0.05970 0.05232 0.0011 0.1521 1.0000
13.500 0.9569 0.06322 0.05544 0.0019 0.1214 1.0000
13.750 0.9616 0.06548 0.05750 0.0024 0.1053 1.0000
14.000 0.9724 0.06708 0.05894 0.0029 0.0949 1.0000
14.250 0.9887 0.06806 0.05968 0.0034 0.0873 1.0000
14.500 1.0062 0.06921 0.06089 0.0037 0.0814 1.0000
14.750 1.0385 0.06880 0.06022 0.0043 0.0768 1.0000
15.000 1.0601 0.06983 0.06140 0.0046 0.0737 1.0000
15.250 1.0840 0.07069 0.06225 0.0047 0.0706 1.0000
15.500 1.1229 0.07068 0.06207 0.0048 0.0674 1.0000
15.750 1.1372 0.07266 0.06429 0.0048 0.0657 1.0000
16.000 1.1571 0.07443 0.06623 0.0048 0.0643 1.0000
16.250 1.1763 0.07636 0.06832 0.0048 0.0630 1.0000
16.500 1.1937 0.07855 0.07064 0.0047 0.0621 1.0000
16.750 1.2079 0.08100 0.07323 0.0045 0.0612 1.0000
17.000 1.2256 0.08352 0.07583 0.0042 0.0603 1.0000
17.250 1.2340 0.08704 0.07951 0.0039 0.0596 1.0000
17.500 1.2218 0.09124 0.08401 0.0037 0.0594 1.0000
17.750 1.2062 0.09593 0.08899 0.0031 0.0593 1.0000
18.000 1.1909 0.10085 0.09418 0.0021 0.0593 1.0000
18.250 1.1740 0.10618 0.09977 0.0008 0.0593 1.0000
18.500 1.1547 0.11197 0.10580 -0.0010 0.0594 1.0000
18.750 1.1345 0.11814 0.11220 -0.0033 0.0595 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(4)-421 (naca654421-il)