NACA 65(4)-421 (naca654421-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 65(4)-421 (naca654421-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.27 at α=14.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca654421-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca654421-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 -0.4724 0.12496 0.11835 -0.0526 1.0000 0.1773
-12.500 -0.4719 0.12323 0.11663 -0.0501 1.0000 0.1736
-12.250 -0.6924 0.09268 0.08609 -0.0639 1.0000 0.1438
-12.000 -0.7204 0.08916 0.08256 -0.0618 1.0000 0.1427
-11.750 -0.7554 0.08567 0.07904 -0.0594 1.0000 0.1414
-11.500 -0.7952 0.08248 0.07579 -0.0562 1.0000 0.1401
-11.250 -0.8387 0.07970 0.07291 -0.0521 1.0000 0.1387
-11.000 -0.8814 0.07750 0.07061 -0.0470 1.0000 0.1377
-10.750 -0.9215 0.07550 0.06848 -0.0414 1.0000 0.1367
-10.500 -0.9541 0.07291 0.06568 -0.0366 1.0000 0.1355
-10.250 -0.9806 0.07019 0.06267 -0.0321 1.0000 0.1345
-10.000 -0.9997 0.06742 0.05959 -0.0282 1.0000 0.1339
-9.750 -1.0095 0.06487 0.05676 -0.0249 1.0000 0.1340
-9.500 -1.0139 0.06243 0.05403 -0.0221 1.0000 0.1344
-9.250 -1.0135 0.06015 0.05150 -0.0196 1.0000 0.1353
-9.000 -1.0099 0.05798 0.04908 -0.0173 1.0000 0.1365
-8.750 -1.0033 0.05591 0.04673 -0.0153 1.0000 0.1377
-8.500 -0.9939 0.05395 0.04450 -0.0135 1.0000 0.1391
-8.250 -0.9817 0.05213 0.04239 -0.0118 1.0000 0.1406
-8.000 -0.9676 0.05052 0.04047 -0.0103 1.0000 0.1424
-7.750 -0.9522 0.04911 0.03879 -0.0088 1.0000 0.1448
-7.500 -0.9268 0.04787 0.03775 -0.0084 1.0000 0.1498
-7.250 -0.9058 0.04699 0.03681 -0.0074 1.0000 0.1559
-7.000 -0.8783 0.04632 0.03618 -0.0067 1.0000 0.1632
-6.750 -0.8501 0.04596 0.03592 -0.0058 1.0000 0.1737
-6.500 -0.8299 0.04544 0.03562 -0.0041 1.0000 0.1872
-6.250 -0.8210 0.04453 0.03491 -0.0014 1.0000 0.2038
-6.000 -0.8212 0.04306 0.03374 0.0022 1.0000 0.2283
-5.750 -0.8326 0.04053 0.03188 0.0065 1.0000 0.2707
-5.500 -0.8488 0.04162 0.03533 0.0179 1.0000 0.5379
-5.250 -0.8310 0.04803 0.04149 0.0272 1.0000 0.6073
-5.000 -0.7858 0.05565 0.04885 0.0339 1.0000 0.6394
-4.750 -0.0327 0.07699 0.06796 -0.0536 0.9607 0.9970
-4.500 -0.0182 0.07628 0.06713 -0.0552 0.9592 1.0000
-4.250 -0.0206 0.07607 0.06686 -0.0531 0.9597 1.0000
-4.000 -0.0303 0.07610 0.06686 -0.0495 0.9628 1.0000
-3.750 -0.0378 0.07618 0.06689 -0.0464 0.9671 1.0000
-3.500 -0.0565 0.07643 0.06712 -0.0410 0.9747 1.0000
-3.250 -0.0874 0.07693 0.06763 -0.0329 0.9871 1.0000
-3.000 -0.1257 0.07769 0.06837 -0.0233 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1222 0.07731 0.06792 -0.0221 1.0000 1.0000
-2.500 -0.2295 0.07546 0.06627 0.0013 1.0000 0.9528
-2.250 -0.2481 0.07461 0.06538 0.0066 1.0000 0.9420
-2.000 -0.2645 0.07390 0.06462 0.0115 1.0000 0.9361
-1.750 -0.2693 0.07326 0.06391 0.0144 1.0000 0.9342
-1.500 -0.2691 0.07265 0.06323 0.0164 1.0000 0.9340
-1.250 -0.2697 0.07210 0.06261 0.0187 1.0000 0.9346
-1.000 -0.2701 0.07154 0.06199 0.0209 1.0000 0.9350
-0.750 -0.2587 0.07112 0.06149 0.0210 1.0000 0.9372
-0.500 -0.2539 0.07067 0.06099 0.0223 1.0000 0.9384
-0.250 -0.2491 0.07028 0.06053 0.0237 1.0000 0.9398
0.000 -0.2448 0.06991 0.06011 0.0251 1.0000 0.9414
0.250 -0.2419 0.06954 0.05968 0.0269 1.0000 0.9428
0.500 -0.2394 0.06918 0.05927 0.0287 1.0000 0.9445
0.750 -0.2384 0.06882 0.05886 0.0309 1.0000 0.9464
1.000 -0.2395 0.06840 0.05840 0.0334 1.0000 0.9480
1.250 -0.2233 0.06842 0.05838 0.0327 1.0000 0.9507
1.500 -0.2129 0.06836 0.05829 0.0330 1.0000 0.9533
1.750 -0.1923 0.06880 0.05868 0.0312 0.9959 0.9557
2.000 -0.1671 0.06956 0.05941 0.0285 0.9877 0.9585
2.250 -0.1387 0.07058 0.06039 0.0252 0.9797 0.9617
2.500 -0.1024 0.07213 0.06192 0.0203 0.9704 0.9647
2.750 -0.0808 0.07240 0.06219 0.0184 0.9597 0.9671
3.000 -0.0622 0.07297 0.06275 0.0172 0.9510 0.9702
3.250 -0.0266 0.07484 0.06461 0.0126 0.9423 0.9739
3.500 -0.0069 0.07496 0.06476 0.0111 0.9314 0.9768
3.750 0.0229 0.07691 0.06671 0.0076 0.9247 0.9806
4.000 0.0405 0.07706 0.06689 0.0065 0.9126 0.9835
4.250 0.0676 0.07848 0.06834 0.0034 0.9053 0.9871
4.500 0.0972 0.07977 0.06967 -0.0001 0.8938 0.9912
4.750 0.1172 0.08080 0.07075 -0.0020 0.8852 0.9951
5.000 0.1516 0.08273 0.07273 -0.0064 0.8750 0.9995
5.250 0.1540 0.08294 0.07296 -0.0048 0.8656 1.0000
5.500 0.1708 0.08428 0.07433 -0.0054 0.8556 1.0000
5.750 0.1660 0.08396 0.07403 -0.0026 0.8454 1.0000
6.000 0.1840 0.08562 0.07572 -0.0033 0.8361 1.0000
6.250 0.1748 0.08487 0.07500 0.0002 0.8253 1.0000
6.500 0.1931 0.08678 0.07694 -0.0006 0.8165 1.0000
6.750 0.1799 0.08559 0.07577 0.0035 0.8049 1.0000
7.000 0.1986 0.08780 0.07800 0.0028 0.7969 1.0000
7.250 0.1805 0.08598 0.07620 0.0076 0.7847 1.0000
7.500 0.2012 0.08871 0.07895 0.0067 0.7775 1.0000
7.750 0.1826 0.08645 0.07670 0.0113 0.7642 1.0000
8.000 0.1973 0.08836 0.07864 0.0105 0.7566 1.0000
8.250 0.2108 0.08923 0.07956 0.0098 0.7432 1.0000
8.500 0.2193 0.09042 0.08081 0.0093 0.7326 1.0000
8.750 0.2590 0.09440 0.08487 0.0048 0.7222 1.0000
9.000 0.2594 0.09454 0.08507 0.0052 0.7088 1.0000
9.250 0.2783 0.09707 0.08767 0.0031 0.6988 1.0000
9.500 0.3163 0.10090 0.09160 -0.0009 0.6855 1.0000
9.750 0.3178 0.10152 0.09228 -0.0009 0.6715 1.0000
10.000 0.3313 0.10379 0.09465 -0.0024 0.6595 1.0000
10.250 0.3628 0.10756 0.09851 -0.0057 0.6476 1.0000
10.500 0.3928 0.11076 0.10182 -0.0084 0.6314 1.0000
10.750 0.3922 0.11164 0.10278 -0.0084 0.6169 1.0000
11.000 0.4016 0.11391 0.10513 -0.0095 0.6033 1.0000
11.250 0.4180 0.11670 0.10801 -0.0112 0.5898 1.0000
11.500 0.4373 0.11951 0.11092 -0.0129 0.5745 1.0000
11.750 0.4809 0.12179 0.11333 -0.0148 0.5442 1.0000
12.000 0.5377 0.11585 0.10750 -0.0122 0.4685 1.0000
12.250 0.5854 0.11545 0.10727 -0.0127 0.4450 1.0000
12.500 0.5959 0.11716 0.10908 -0.0130 0.4265 1.0000
12.750 0.6121 0.11853 0.11058 -0.0133 0.4070 1.0000
13.000 0.6457 0.11815 0.11037 -0.0131 0.3853 1.0000
13.250 0.6878 0.11560 0.10801 -0.0117 0.3611 1.0000
13.500 0.7676 0.10322 0.09595 -0.0062 0.3239 1.0000
13.750 0.9655 0.06816 0.06001 0.0080 0.2183 1.0000
14.000 0.9789 0.06958 0.06076 0.0096 0.1820 1.0000
14.250 0.9921 0.07173 0.06286 0.0102 0.1618 1.0000
14.500 1.0201 0.07291 0.06394 0.0107 0.1460 1.0000
14.750 1.0553 0.07394 0.06486 0.0109 0.1345 1.0000
15.000 1.0747 0.07629 0.06738 0.0109 0.1278 1.0000
15.250 1.1054 0.07856 0.06969 0.0107 0.1221 1.0000
15.500 1.0974 0.08286 0.07435 0.0108 0.1202 1.0000
15.750 1.0862 0.08759 0.07940 0.0105 0.1186 1.0000
16.000 1.0695 0.09294 0.08504 0.0099 0.1177 1.0000
16.250 1.0417 0.09959 0.09200 0.0085 0.1176 1.0000
16.500 0.9978 0.10879 0.10153 0.0056 0.1192 1.0000
16.750 0.9489 0.12003 0.11301 0.0009 0.1215 1.0000
17.000 0.9099 0.13149 0.12458 -0.0044 0.1233 1.0000
17.250 0.7488 0.17628 0.16921 -0.0301 0.1488 1.0000
17.500 0.7287 0.18844 0.18133 -0.0373 0.1711 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(4)-421 (naca654421-il)