NACA 65(4)-421 a=0.5 (naca654421a05-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 65(4)-421 a=0.5 (naca654421a05-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.7 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca654421a05-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca654421a05-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 65(4)-421 a=0.5
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.3613 0.14908 0.14296 -0.0373 0.9819 0.3388
-11.500 -0.5422 0.11835 0.11243 -0.0553 0.9860 0.1783
-11.250 -0.6016 0.10599 0.10011 -0.0591 0.9865 0.1627
-11.000 -0.6209 0.10070 0.09478 -0.0596 0.9855 0.1592
-10.750 -0.6554 0.09534 0.08941 -0.0591 0.9852 0.1562
-10.500 -0.7311 0.08993 0.08395 -0.0550 0.9880 0.1518
-10.250 -0.8125 0.08750 0.08147 -0.0461 0.9942 0.1498
-10.000 -0.8795 0.08576 0.07966 -0.0363 1.0000 0.1486
-9.750 -0.9550 0.08225 0.07554 -0.0284 1.0000 0.1455
-9.500 -0.9549 0.07860 0.07181 -0.0265 1.0000 0.1442
-9.250 -0.9637 0.07511 0.06813 -0.0237 1.0000 0.1431
-9.000 -0.9727 0.07173 0.06447 -0.0208 1.0000 0.1420
-8.750 -0.9788 0.06854 0.06096 -0.0180 1.0000 0.1412
-8.500 -0.9817 0.06558 0.05765 -0.0153 1.0000 0.1412
-8.250 -0.9809 0.06281 0.05453 -0.0128 1.0000 0.1413
-8.000 -0.9768 0.06025 0.05159 -0.0106 1.0000 0.1417
-7.750 -0.9699 0.05784 0.04881 -0.0086 1.0000 0.1423
-7.500 -0.9596 0.05565 0.04626 -0.0068 1.0000 0.1428
-7.250 -0.9468 0.05363 0.04388 -0.0052 1.0000 0.1435
-7.000 -0.9322 0.05190 0.04179 -0.0037 1.0000 0.1445
-6.750 -0.9161 0.05027 0.03990 -0.0024 1.0000 0.1463
-6.500 -0.8972 0.04877 0.03846 -0.0017 1.0000 0.1500
-6.250 -0.8788 0.04769 0.03730 -0.0007 1.0000 0.1543
-6.000 -0.8592 0.04673 0.03616 0.0004 1.0000 0.1587
-5.750 -0.8370 0.04580 0.03520 0.0012 1.0000 0.1637
-5.500 -0.8157 0.04513 0.03469 0.0022 1.0000 0.1705
-5.250 -0.7963 0.04456 0.03407 0.0035 1.0000 0.1801
-5.000 -0.7795 0.04391 0.03355 0.0051 1.0000 0.1929
-4.750 -0.7665 0.04301 0.03284 0.0072 1.0000 0.2099
-4.500 -0.7590 0.04152 0.03176 0.0097 1.0000 0.2400
-4.250 -0.7664 0.03825 0.03050 0.0145 1.0000 0.3911
-4.000 -0.7730 0.04141 0.03456 0.0272 1.0000 0.6369
-3.750 -0.7657 0.04394 0.03694 0.0345 1.0000 0.6839
-3.500 -0.7519 0.04670 0.03961 0.0412 1.0000 0.7143
-3.250 -0.7418 0.04810 0.04082 0.0462 1.0000 0.7417
-3.000 -0.7138 0.05206 0.04468 0.0522 1.0000 0.7753
-2.750 -0.4593 0.06772 0.05960 0.0267 1.0000 0.8680
-2.500 -0.4256 0.06814 0.05982 0.0239 1.0000 0.8855
-2.250 -0.4078 0.06804 0.05955 0.0235 1.0000 0.8987
-2.000 -0.3869 0.06799 0.05934 0.0224 1.0000 0.9099
-1.750 -0.3615 0.06799 0.05919 0.0203 1.0000 0.9190
-1.500 -0.3534 0.06770 0.05878 0.0212 1.0000 0.9276
-1.250 -0.3262 0.06780 0.05873 0.0186 1.0000 0.9349
-1.000 -0.3150 0.06766 0.05848 0.0189 1.0000 0.9424
-0.750 -0.2911 0.06778 0.05849 0.0167 1.0000 0.9486
-0.500 -0.2752 0.06783 0.05842 0.0160 1.0000 0.9551
-0.250 -0.2564 0.06797 0.05847 0.0147 1.0000 0.9607
0.000 -0.2359 0.06822 0.05862 0.0131 1.0000 0.9663
0.250 -0.2178 0.06852 0.05883 0.0119 1.0000 0.9721
0.500 -0.1768 0.06972 0.05993 0.0060 0.9936 0.9766
0.750 -0.1400 0.07084 0.06096 0.0009 0.9842 0.9812
1.000 -0.1006 0.07192 0.06196 -0.0046 0.9740 0.9855
1.250 -0.0662 0.07291 0.06288 -0.0090 0.9641 0.9902
1.500 -0.0336 0.07417 0.06409 -0.0132 0.9566 0.9948
1.750 0.0044 0.07557 0.06543 -0.0184 0.9475 1.0000
2.000 0.0159 0.07568 0.06552 -0.0181 0.9363 1.0000
2.250 0.0267 0.07611 0.06591 -0.0178 0.9276 1.0000
2.500 0.0432 0.07697 0.06673 -0.0186 0.9179 1.0000
2.750 0.0461 0.07664 0.06637 -0.0167 0.9075 1.0000
3.000 0.0657 0.07839 0.06808 -0.0180 0.9006 1.0000
3.250 0.0616 0.07723 0.06690 -0.0148 0.8894 1.0000
3.500 0.0801 0.07920 0.06883 -0.0158 0.8833 1.0000
3.750 0.0718 0.07760 0.06722 -0.0120 0.8717 1.0000
4.000 0.0895 0.07973 0.06931 -0.0128 0.8660 1.0000
4.250 0.0750 0.07757 0.06714 -0.0079 0.8546 1.0000
4.500 0.0894 0.07937 0.06889 -0.0080 0.8484 1.0000
4.750 0.0711 0.07704 0.06655 -0.0026 0.8372 1.0000
5.000 0.0824 0.07845 0.06790 -0.0019 0.8306 1.0000
5.250 0.0676 0.07656 0.06597 0.0028 0.8204 1.0000
5.500 0.0884 0.07841 0.06775 0.0018 0.8130 1.0000
5.750 0.0903 0.07838 0.06768 0.0034 0.8051 1.0000
6.000 0.1119 0.08000 0.06927 0.0022 0.7961 1.0000
6.250 0.1381 0.08310 0.07232 0.0001 0.7913 1.0000
6.500 0.1414 0.08257 0.07178 0.0015 0.7796 1.0000
6.750 0.1776 0.08655 0.07576 -0.0019 0.7738 1.0000
7.000 0.1737 0.08574 0.07496 0.0003 0.7633 1.0000
7.250 0.2052 0.08896 0.07817 -0.0023 0.7560 1.0000
7.500 0.2074 0.08939 0.07862 -0.0012 0.7472 1.0000
7.750 0.2341 0.09201 0.08126 -0.0031 0.7382 1.0000
8.000 0.2425 0.09346 0.08274 -0.0029 0.7309 1.0000
8.250 0.2637 0.09553 0.08484 -0.0041 0.7204 1.0000
8.500 0.2767 0.09770 0.08706 -0.0046 0.7136 1.0000
8.750 0.2943 0.09946 0.08886 -0.0054 0.7021 1.0000
9.000 0.3068 0.10174 0.09119 -0.0059 0.6951 1.0000
9.250 0.3254 0.10374 0.09324 -0.0068 0.6835 1.0000
9.500 0.3331 0.10562 0.09519 -0.0069 0.6754 1.0000
9.750 0.3582 0.10848 0.09812 -0.0086 0.6645 1.0000
10.000 0.3594 0.10975 0.09945 -0.0081 0.6547 1.0000
10.250 0.3951 0.11411 0.10391 -0.0108 0.6453 1.0000
10.500 0.3885 0.11434 0.10419 -0.0097 0.6335 1.0000
10.750 0.4132 0.11822 0.10817 -0.0115 0.6259 1.0000
11.000 0.4221 0.11962 0.10964 -0.0117 0.6126 1.0000
11.250 0.4257 0.12166 0.11176 -0.0119 0.6033 1.0000
11.500 0.4607 0.12620 0.11642 -0.0143 0.5923 1.0000
11.750 0.4551 0.12670 0.11699 -0.0137 0.5800 1.0000
12.000 0.4637 0.12935 0.11973 -0.0144 0.5708 1.0000
12.250 0.4929 0.13332 0.12381 -0.0163 0.5586 1.0000
12.500 0.4942 0.13458 0.12516 -0.0163 0.5457 1.0000
12.750 0.4979 0.13693 0.12759 -0.0169 0.5353 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(4)-421 a=0.5 (naca654421a05-il)