NACA 4418 (naca4418-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 4418 (naca4418-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.31 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca4418-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca4418-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 4418
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2779 0.12876 0.12121 -0.0274 1.0000 0.3077
-10.000 -0.2957 0.12849 0.12103 -0.0254 1.0000 0.3169
-9.750 -0.3348 0.12912 0.12184 -0.0231 1.0000 0.3205
-9.500 -0.2931 0.12335 0.11601 -0.0218 1.0000 0.3285
-9.250 -0.3108 0.12299 0.11575 -0.0193 1.0000 0.3386
-9.000 -0.3536 0.12356 0.11650 -0.0164 1.0000 0.3426
-8.750 -0.3111 0.11827 0.11115 -0.0152 1.0000 0.3518
-8.500 -0.3414 0.11860 0.11161 -0.0121 1.0000 0.3619
-8.250 -0.3456 0.11589 0.10898 -0.0102 1.0000 0.3674
-8.000 -0.3344 0.11363 0.10673 -0.0081 1.0000 0.3780
-7.750 -0.3947 0.11540 0.10870 -0.0036 1.0000 0.3855
-7.500 -0.3529 0.11030 0.10355 -0.0032 1.0000 0.3943
-7.250 -0.3865 0.11047 0.10385 0.0006 1.0000 0.4058
-7.000 -0.6052 0.08452 0.07783 -0.0184 1.0000 0.2391
-6.750 -0.6119 0.08025 0.07352 -0.0181 1.0000 0.2377
-6.500 -0.6218 0.07499 0.06813 -0.0190 1.0000 0.2362
-6.250 -0.6300 0.06908 0.06198 -0.0208 1.0000 0.2360
-6.000 -0.6319 0.06322 0.05573 -0.0231 1.0000 0.2373
-5.750 -0.6274 0.05774 0.04968 -0.0255 1.0000 0.2406
-5.500 -0.6136 0.05766 0.04984 -0.0233 1.0000 0.2457
-5.250 -0.6011 0.05545 0.04742 -0.0234 1.0000 0.2509
-5.000 -0.5865 0.05205 0.04345 -0.0253 1.0000 0.2571
-4.750 -0.5713 0.05074 0.04210 -0.0248 1.0000 0.2625
-4.500 -0.5276 0.04974 0.04086 -0.0296 0.9910 0.2732
-4.250 -0.4802 0.04867 0.03954 -0.0350 0.9793 0.2842
-4.000 -0.4378 0.04762 0.03804 -0.0395 0.9685 0.2973
-3.750 -0.4043 0.04714 0.03765 -0.0416 0.9574 0.3083
-3.500 -0.3666 0.04640 0.03661 -0.0448 0.9467 0.3230
-3.250 -0.3208 0.04617 0.03617 -0.0490 0.9367 0.3424
-3.000 -0.2981 0.04582 0.03595 -0.0490 0.9260 0.3565
-2.750 -0.2628 0.04566 0.03576 -0.0511 0.9159 0.3771
-2.500 -0.2294 0.04554 0.03564 -0.0529 0.9058 0.3996
-2.250 -0.2029 0.04555 0.03566 -0.0535 0.8960 0.4221
-2.000 -0.1643 0.04567 0.03575 -0.0559 0.8864 0.4517
-1.750 -0.1449 0.04582 0.03601 -0.0553 0.8764 0.4748
-1.500 -0.1075 0.04611 0.03645 -0.0570 0.8675 0.5076
-1.250 -0.0914 0.04640 0.03680 -0.0559 0.8577 0.5360
-1.000 -0.0558 0.04671 0.03729 -0.0571 0.8489 0.5770
-0.750 -0.0412 0.04708 0.03782 -0.0555 0.8396 0.6125
-0.500 -0.0136 0.04733 0.03832 -0.0552 0.8310 0.6649
-0.250 0.0023 0.04763 0.03891 -0.0529 0.8226 0.7233
0.000 0.0114 0.04775 0.03944 -0.0487 0.8144 0.8044
0.250 0.0798 0.04843 0.04025 -0.0567 0.8038 1.0000
0.500 0.0996 0.04921 0.04063 -0.0584 0.7945 1.0000
0.750 0.1348 0.05022 0.04131 -0.0609 0.7860 1.0000
1.000 0.1412 0.05141 0.04233 -0.0597 0.7774 1.0000
1.250 0.1898 0.05235 0.04301 -0.0632 0.7691 1.0000
1.500 0.1832 0.05382 0.04439 -0.0604 0.7607 1.0000
1.750 0.2108 0.05499 0.04540 -0.0614 0.7527 1.0000
2.000 0.2290 0.05638 0.04667 -0.0614 0.7446 1.0000
2.250 0.2387 0.05786 0.04806 -0.0605 0.7369 1.0000
2.500 0.2864 0.05890 0.04894 -0.0634 0.7286 1.0000
2.750 0.2740 0.06087 0.05089 -0.0605 0.7219 1.0000
3.000 0.2943 0.06234 0.05228 -0.0607 0.7143 1.0000
3.250 0.3201 0.06386 0.05371 -0.0614 0.7065 1.0000
3.500 0.3182 0.06589 0.05571 -0.0598 0.7008 1.0000
3.750 0.3465 0.06733 0.05709 -0.0607 0.6926 1.0000
4.000 0.3594 0.06928 0.05898 -0.0604 0.6859 1.0000
4.250 0.3585 0.07154 0.06123 -0.0592 0.6817 1.0000
4.500 0.3701 0.07359 0.06326 -0.0591 0.6765 1.0000
4.750 0.3997 0.07523 0.06485 -0.0599 0.6667 1.0000
5.000 0.3979 0.07783 0.06746 -0.0590 0.6647 1.0000
5.250 0.4013 0.08055 0.07018 -0.0588 0.6646 1.0000
5.500 0.4114 0.08356 0.07319 -0.0593 0.6669 1.0000
5.750 0.4328 0.08688 0.07652 -0.0610 0.6694 1.0000
6.000 0.3764 0.09290 0.08268 -0.0600 0.7303 1.0000
6.250 0.3692 0.09389 0.08368 -0.0576 0.7200 1.0000
6.500 0.4198 0.09845 0.08821 -0.0618 0.7092 1.0000
6.750 0.4003 0.09836 0.08814 -0.0581 0.6973 1.0000
7.000 0.4377 0.10242 0.09219 -0.0609 0.6886 1.0000
7.250 0.4340 0.10317 0.09296 -0.0589 0.6746 1.0000
7.500 0.4508 0.10622 0.09602 -0.0596 0.6666 1.0000
7.750 0.4703 0.10843 0.09824 -0.0600 0.6524 1.0000
8.000 0.4685 0.11041 0.10024 -0.0589 0.6429 1.0000
8.250 0.5086 0.11430 0.10415 -0.0613 0.6309 1.0000
8.500 0.4926 0.11520 0.10507 -0.0590 0.6200 1.0000
8.750 0.5426 0.12040 0.11029 -0.0623 0.6102 1.0000
9.000 0.5179 0.12030 0.11021 -0.0593 0.5980 1.0000
9.250 0.5585 0.12528 0.11523 -0.0619 0.5901 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 4418 (naca4418-il)