NACA 4421 (naca4421-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 4421 (naca4421-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.25 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca4421-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-naca4421-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 4421
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.4075 0.11566 0.10740 -0.0488 1.0000 0.1334
-11.500 -0.4198 0.11261 0.10440 -0.0480 1.0000 0.1358
-11.000 -0.5237 0.09404 0.08593 -0.0525 1.0000 0.1426
-10.750 -0.5145 0.09383 0.08577 -0.0510 0.9987 0.1447
-10.500 -0.6914 0.06718 0.05862 -0.0654 0.9840 0.1485
-10.250 -0.7371 0.06021 0.05115 -0.0657 0.9722 0.1514
-10.000 -0.7296 0.05725 0.04796 -0.0669 0.9648 0.1553
-9.750 -0.7097 0.05644 0.04716 -0.0669 0.9567 0.1589
-9.500 -0.7015 0.05340 0.04375 -0.0680 0.9492 0.1641
-9.250 -0.6928 0.05157 0.04175 -0.0670 0.9396 0.1680
-9.000 -0.6615 0.05097 0.04117 -0.0685 0.9336 0.1728
-8.750 -0.6539 0.04904 0.03893 -0.0674 0.9240 0.1779
-8.500 -0.6277 0.04797 0.03778 -0.0684 0.9172 0.1829
-8.250 -0.6055 0.04729 0.03707 -0.0683 0.9094 0.1879
-8.000 -0.5905 0.04549 0.03485 -0.0680 0.9007 0.1944
-7.750 -0.5524 0.04510 0.03460 -0.0700 0.8960 0.1997
-7.500 -0.5410 0.04438 0.03377 -0.0680 0.8850 0.2046
-7.250 -0.5126 0.04309 0.03220 -0.0692 0.8789 0.2115
-7.000 -0.4920 0.04270 0.03187 -0.0682 0.8698 0.2163
-6.750 -0.4666 0.04181 0.03082 -0.0685 0.8621 0.2230
-6.500 -0.4313 0.04086 0.02973 -0.0703 0.8574 0.2301
-6.250 -0.4185 0.04051 0.02939 -0.0681 0.8459 0.2351
-6.000 -0.3870 0.03958 0.02820 -0.0692 0.8398 0.2435
-5.750 -0.3637 0.03910 0.02775 -0.0686 0.8316 0.2496
-5.500 -0.3396 0.03861 0.02723 -0.0682 0.8229 0.2571
-5.250 -0.3036 0.03776 0.02622 -0.0698 0.8180 0.2667
-5.000 -0.2882 0.03759 0.02612 -0.0679 0.8073 0.2733
-4.750 -0.2582 0.03699 0.02535 -0.0684 0.8005 0.2841
-4.500 -0.2194 0.03633 0.02478 -0.0700 0.7964 0.2943
-4.250 -0.2092 0.03631 0.02469 -0.0674 0.7840 0.3034
-4.000 -0.1757 0.03579 0.02423 -0.0682 0.7785 0.3148
-3.750 -0.1360 0.03512 0.02348 -0.0700 0.7749 0.3295
-3.500 -0.1296 0.03538 0.02381 -0.0668 0.7616 0.3382
-3.250 -0.0940 0.03485 0.02326 -0.0678 0.7567 0.3535
-3.000 -0.0728 0.03479 0.02320 -0.0668 0.7482 0.3672
-2.750 -0.0502 0.03469 0.02316 -0.0660 0.7396 0.3809
-2.500 -0.0133 0.03419 0.02266 -0.0672 0.7352 0.3995
-2.250 0.0018 0.03439 0.02287 -0.0653 0.7252 0.4149
-2.000 0.0276 0.03424 0.02280 -0.0649 0.7180 0.4328
-1.750 0.0644 0.03375 0.02236 -0.0659 0.7139 0.4556
-1.500 0.0747 0.03415 0.02285 -0.0634 0.7033 0.4733
-1.250 0.1013 0.03399 0.02278 -0.0629 0.6967 0.4978
-1.000 0.1373 0.03352 0.02242 -0.0636 0.6928 0.5279
-0.750 0.1443 0.03413 0.02315 -0.0606 0.6822 0.5509
-0.500 0.1696 0.03405 0.02318 -0.0598 0.6757 0.5833
-0.250 0.2043 0.03362 0.02289 -0.0600 0.6719 0.6205
0.250 0.2315 0.03450 0.02401 -0.0551 0.6551 0.6893
0.500 0.2649 0.03414 0.02374 -0.0548 0.6513 0.7337
1.000 0.2947 0.03539 0.02523 -0.0502 0.6350 0.8150
1.250 0.3403 0.03521 0.02507 -0.0520 0.6312 0.8637
1.500 0.4038 0.03486 0.02463 -0.0571 0.6285 0.9080
2.000 0.4855 0.03654 0.02624 -0.0640 0.6119 0.9849
2.250 0.5501 0.03607 0.02563 -0.0703 0.6087 1.0000
2.500 0.4946 0.03819 0.02770 -0.0591 0.5952 1.0000
2.750 0.5200 0.03810 0.02747 -0.0587 0.5903 1.0000
3.000 0.5599 0.03759 0.02681 -0.0601 0.5872 1.0000
3.250 0.5213 0.04041 0.02962 -0.0524 0.5731 1.0000
3.500 0.5539 0.04017 0.02927 -0.0527 0.5689 1.0000
3.750 0.5961 0.03953 0.02850 -0.0541 0.5660 1.0000
4.250 0.5952 0.04263 0.03152 -0.0483 0.5476 1.0000
4.500 0.6379 0.04188 0.03067 -0.0494 0.5450 1.0000
5.000 0.6365 0.04555 0.03432 -0.0444 0.5262 1.0000
5.250 0.6791 0.04470 0.03338 -0.0453 0.5239 1.0000
5.750 0.6767 0.04887 0.03756 -0.0408 0.5049 1.0000
6.250 0.6777 0.05338 0.04209 -0.0375 0.4861 1.0000
6.500 0.7158 0.05251 0.04117 -0.0376 0.4837 1.0000
7.000 0.7147 0.05751 0.04621 -0.0348 0.4646 1.0000
7.500 0.7160 0.06273 0.05148 -0.0326 0.4459 1.0000
7.750 0.7507 0.06188 0.05059 -0.0323 0.4436 1.0000
9.250 0.7507 0.07920 0.06811 -0.0281 0.3890 1.0000
9.750 0.7525 0.08505 0.07403 -0.0274 0.3721 1.0000
10.000 0.7812 0.08458 0.07357 -0.0267 0.3688 1.0000
10.500 0.7833 0.09038 0.07944 -0.0262 0.3518 1.0000
10.750 0.8159 0.08921 0.07826 -0.0253 0.3492 1.0000
11.000 0.7880 0.09589 0.08502 -0.0258 0.3351 1.0000
11.250 0.8193 0.09477 0.08391 -0.0249 0.3323 1.0000
11.500 0.7945 0.10122 0.09043 -0.0257 0.3189 1.0000
11.750 0.8236 0.10031 0.08954 -0.0248 0.3156 1.0000
12.250 0.8280 0.10600 0.09531 -0.0249 0.2993 1.0000
12.750 0.8321 0.11191 0.10130 -0.0254 0.2834 1.0000
13.250 0.8358 0.11806 0.10755 -0.0262 0.2679 1.0000
13.500 0.8532 0.11875 0.10825 -0.0259 0.2635 1.0000
14.000 0.8631 0.12406 0.11365 -0.0267 0.2497 1.0000
14.500 0.8607 0.13170 0.12138 -0.0287 0.2349 1.0000
15.000 0.8571 0.13988 0.12964 -0.0314 0.2208 1.0000
15.250 0.8801 0.13951 0.12929 -0.0307 0.2184 1.0000
15.750 0.8718 0.14892 0.13878 -0.0343 0.2050 1.0000
16.250 0.8638 0.15863 0.14857 -0.0385 0.1930 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 4421 (naca4421-il)