NACA 65(4)-421 a=0.5 (naca654421a05-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 65(4)-421 a=0.5 (naca654421a05-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.23 at α=14.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca654421a05-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-naca654421a05-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.750 -0.2985 0.12004 0.11271 -0.0913 0.9381 0.0759
-14.500 -0.3072 0.11235 0.10498 -0.0963 0.9329 0.0758
-14.250 -0.3390 0.10062 0.09320 -0.1033 0.9282 0.0752
-14.000 -0.4830 0.07811 0.07007 -0.1167 0.9240 0.0708
-13.750 -0.4971 0.07364 0.06539 -0.1188 0.9171 0.0712
-13.500 -0.5101 0.07001 0.06156 -0.1196 0.9089 0.0715
-13.250 -0.5148 0.06702 0.05839 -0.1202 0.9020 0.0722
-13.000 -0.5197 0.06441 0.05560 -0.1201 0.8943 0.0728
-12.750 -0.5229 0.06194 0.05293 -0.1198 0.8872 0.0737
-12.500 -0.5257 0.05956 0.05031 -0.1191 0.8808 0.0744
-12.250 -0.5267 0.05746 0.04798 -0.1182 0.8736 0.0751
-12.000 -0.5223 0.05539 0.04564 -0.1173 0.8681 0.0758
-11.750 -0.5149 0.05355 0.04354 -0.1165 0.8624 0.0768
-11.500 -0.5030 0.05191 0.04164 -0.1157 0.8565 0.0779
-11.250 -0.4877 0.05036 0.03978 -0.1151 0.8517 0.0795
-11.000 -0.4603 0.04909 0.03840 -0.1151 0.8481 0.0819
-10.750 -0.4360 0.04832 0.03760 -0.1150 0.8425 0.0845
-10.500 -0.4080 0.04756 0.03669 -0.1148 0.8378 0.0877
-10.250 -0.3729 0.04697 0.03584 -0.1148 0.8342 0.0911
-10.000 -0.3440 0.04646 0.03541 -0.1144 0.8311 0.0947
-9.750 -0.3246 0.04600 0.03489 -0.1136 0.8267 0.0994
-9.500 -0.3076 0.04558 0.03443 -0.1125 0.8217 0.1046
-9.250 -0.2938 0.04497 0.03386 -0.1113 0.8173 0.1099
-9.000 -0.2796 0.04426 0.03311 -0.1100 0.8136 0.1173
-8.750 -0.2709 0.04345 0.03235 -0.1086 0.8098 0.1260
-8.500 -0.2693 0.04289 0.03191 -0.1066 0.8043 0.1361
-8.250 -0.2693 0.04208 0.03123 -0.1043 0.7998 0.1511
-8.000 -0.2715 0.04104 0.03036 -0.1017 0.7959 0.1720
-7.750 -0.2777 0.03977 0.02935 -0.0986 0.7926 0.2047
-7.250 -0.3145 0.03895 0.02905 -0.0885 0.7804 0.2678
-6.750 -0.2851 0.04051 0.03174 -0.0813 0.7748 0.4601
-6.500 -0.3140 0.04073 0.03194 -0.0741 0.7693 0.4783
-6.250 -0.3417 0.04104 0.03224 -0.0666 0.7631 0.4948
-6.000 -0.3479 0.04143 0.03255 -0.0614 0.7590 0.5248
-5.750 -0.3444 0.04224 0.03326 -0.0568 0.7561 0.5601
-5.500 -0.3424 0.04363 0.03458 -0.0515 0.7529 0.5909
-5.250 -0.3717 0.04431 0.03530 -0.0435 0.7467 0.6010
-5.000 -0.3553 0.04644 0.03737 -0.0392 0.7431 0.6291
-4.750 -0.3291 0.04790 0.03867 -0.0371 0.7404 0.6483
-4.500 -0.3184 0.04816 0.03877 -0.0343 0.7378 0.6642
-4.250 -0.2629 0.04974 0.04011 -0.0366 0.7365 0.6746
-4.000 -0.3097 0.04968 0.04011 -0.0265 0.7312 0.6860
-3.750 -0.3047 0.05043 0.04078 -0.0229 0.7272 0.6952
-3.500 -0.3057 0.05032 0.04057 -0.0190 0.7236 0.7060
-3.250 -0.2820 0.05070 0.04079 -0.0184 0.7210 0.7133
-3.000 -0.2788 0.05022 0.04016 -0.0155 0.7187 0.7237
-2.750 -0.2478 0.05060 0.04039 -0.0161 0.7172 0.7288
-2.500 -0.2724 0.05074 0.04053 -0.0094 0.7123 0.7377
-2.250 -0.2747 0.05065 0.04035 -0.0059 0.7082 0.7453
-2.000 -0.2587 0.05088 0.04047 -0.0047 0.7052 0.7507
-1.750 -0.2470 0.05078 0.04025 -0.0032 0.7028 0.7577
-1.500 -0.2318 0.05065 0.03999 -0.0022 0.7007 0.7643
-1.250 -0.2039 0.05086 0.04008 -0.0026 0.6989 0.7686
-1.000 -0.2122 0.05110 0.04028 0.0013 0.6942 0.7754
-0.750 -0.2110 0.05102 0.04013 0.0039 0.6904 0.7830
-0.500 -0.1941 0.05140 0.04044 0.0047 0.6877 0.7874
-0.250 -0.1749 0.05163 0.04058 0.0051 0.6850 0.7926
0.000 -0.1536 0.05169 0.04052 0.0052 0.6825 0.7992
0.250 -0.1270 0.05188 0.04062 0.0047 0.6805 0.8046
0.500 -0.1286 0.05245 0.04118 0.0075 0.6760 0.8105
0.750 -0.1202 0.05277 0.04145 0.0090 0.6723 0.8173
1.000 -0.1040 0.05304 0.04166 0.0097 0.6689 0.8237
1.250 -0.0808 0.05345 0.04202 0.0096 0.6660 0.8293
1.500 -0.0559 0.05378 0.04228 0.0093 0.6637 0.8361
1.750 -0.0438 0.05427 0.04274 0.0103 0.6603 0.8432
2.000 -0.0376 0.05485 0.04334 0.0120 0.6554 0.8499
2.250 -0.0219 0.05527 0.04372 0.0126 0.6515 0.8583
2.500 0.0021 0.05581 0.04425 0.0123 0.6485 0.8650
2.750 0.0293 0.05630 0.04470 0.0116 0.6460 0.8731
3.000 0.0405 0.05697 0.04539 0.0125 0.6413 0.8817
3.250 0.0528 0.05768 0.04612 0.0131 0.6363 0.8908
3.500 0.0759 0.05833 0.04679 0.0125 0.6325 0.8997
3.750 0.1059 0.05897 0.04743 0.0111 0.6294 0.9091
4.000 0.1360 0.05974 0.04823 0.0094 0.6260 0.9183
4.250 0.1455 0.06082 0.04937 0.0093 0.6194 0.9300
4.500 0.1774 0.06177 0.05036 0.0068 0.6149 0.9392
4.750 0.2170 0.06264 0.05127 0.0035 0.6116 0.9485
5.000 0.2418 0.06389 0.05258 0.0012 0.6059 0.9593
5.250 0.2687 0.06514 0.05391 -0.0016 0.5997 0.9704
5.500 0.3086 0.06611 0.05493 -0.0054 0.5955 0.9817
5.750 0.3530 0.06698 0.05586 -0.0094 0.5927 0.9992
6.000 0.3281 0.06753 0.05635 -0.0046 0.5833 1.0000
6.250 0.3467 0.06790 0.05670 -0.0043 0.5787 1.0000
6.500 0.3742 0.06834 0.05712 -0.0049 0.5756 1.0000
6.750 0.3687 0.06965 0.05843 -0.0031 0.5657 1.0000
7.000 0.3952 0.07025 0.05904 -0.0038 0.5613 1.0000
7.500 0.4222 0.07229 0.06111 -0.0033 0.5472 1.0000
7.750 0.4530 0.07278 0.06164 -0.0041 0.5435 1.0000
8.000 0.4530 0.07435 0.06325 -0.0031 0.5332 1.0000
8.250 0.4816 0.07483 0.06378 -0.0037 0.5284 1.0000
8.500 0.4863 0.07633 0.06532 -0.0031 0.5189 1.0000
8.750 0.5123 0.07687 0.06593 -0.0035 0.5133 1.0000
9.000 0.5202 0.07828 0.06740 -0.0030 0.5040 1.0000
9.250 0.5443 0.07883 0.06803 -0.0032 0.4977 1.0000
9.750 0.5779 0.08064 0.07000 -0.0030 0.4817 1.0000
10.000 0.5854 0.08213 0.07157 -0.0026 0.4714 1.0000
10.250 0.6127 0.08228 0.07184 -0.0028 0.4653 1.0000
10.500 0.6181 0.08392 0.07356 -0.0023 0.4538 1.0000
10.750 0.6487 0.08370 0.07345 -0.0025 0.4485 1.0000
11.000 0.6521 0.08554 0.07538 -0.0020 0.4361 1.0000
11.500 0.6887 0.08677 0.07685 -0.0017 0.4182 1.0000
11.750 0.6954 0.08849 0.07869 -0.0014 0.4062 1.0000
12.000 0.7270 0.08767 0.07803 -0.0012 0.4003 1.0000
12.250 0.7312 0.08965 0.08012 -0.0009 0.3870 1.0000
12.500 0.7418 0.09102 0.08161 -0.0007 0.3755 1.0000
12.750 0.7721 0.08993 0.08069 -0.0002 0.3683 1.0000
13.000 0.7782 0.09176 0.08265 0.0000 0.3548 1.0000
13.500 0.8264 0.09029 0.08150 0.0013 0.3350 1.0000
14.000 0.8582 0.09031 0.08179 0.0027 0.3045 1.0000
14.500 0.8938 0.08929 0.08083 0.0043 0.2586 1.0000
14.750 0.9116 0.08914 0.08057 0.0051 0.2330 1.0000
15.000 0.9180 0.09097 0.08232 0.0052 0.2078 1.0000
15.250 0.9229 0.09303 0.08423 0.0053 0.1825 1.0000
15.500 0.9240 0.09572 0.08671 0.0052 0.1588 1.0000
15.750 0.9224 0.09900 0.08984 0.0048 0.1379 1.0000
16.000 0.9207 0.10238 0.09307 0.0042 0.1208 1.0000
16.250 0.9206 0.10562 0.09619 0.0037 0.1080 1.0000
16.500 0.9214 0.10880 0.09926 0.0030 0.0975 1.0000
16.750 0.9245 0.11164 0.10201 0.0024 0.0900 1.0000
17.000 0.9293 0.11432 0.10469 0.0018 0.0836 1.0000
17.250 0.9359 0.11676 0.10715 0.0012 0.0787 1.0000
17.500 0.9419 0.11928 0.10969 0.0006 0.0740 1.0000
17.750 0.9504 0.12140 0.11181 0.0000 0.0707 1.0000
18.000 0.9574 0.12398 0.11457 -0.0007 0.0675 1.0000
18.250 0.9659 0.12616 0.11680 -0.0014 0.0649 1.0000
18.500 0.9757 0.12813 0.11879 -0.0019 0.0627 1.0000
18.750 0.9772 0.13183 0.12276 -0.0034 0.0607 1.0000
19.000 0.9791 0.13544 0.12655 -0.0049 0.0590 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(4)-421 a=0.5 (naca654421a05-il)