Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NACA 63 (naca633418-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 63 (naca633418-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.33 at α=12.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca633418-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca633418-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 63                                         
  
 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  -0.4036   0.10868   0.10115  -0.0473   1.0000   0.1986
 -11.500  -0.4055   0.10333   0.09585  -0.0489   1.0000   0.1950
 -11.250  -0.7026   0.06810   0.06080  -0.0697   1.0000   0.1528
 -11.000  -0.7343   0.06574   0.05849  -0.0658   1.0000   0.1523
 -10.750  -0.7648   0.06377   0.05651  -0.0612   1.0000   0.1518
 -10.500  -0.7961   0.06194   0.05463  -0.0562   1.0000   0.1515
 -10.250  -0.8232   0.05990   0.05246  -0.0518   1.0000   0.1514
 -10.000  -0.8460   0.05763   0.04999  -0.0478   1.0000   0.1515
  -9.750  -0.8643   0.05518   0.04726  -0.0443   1.0000   0.1520
  -9.500  -0.8773   0.05268   0.04439  -0.0413   1.0000   0.1529
  -9.250  -0.8663   0.05045   0.04232  -0.0397   1.0000   0.1569
  -9.000  -0.8620   0.04860   0.04036  -0.0377   1.0000   0.1609
  -8.750  -0.8609   0.04645   0.03790  -0.0356   1.0000   0.1650
  -8.500  -0.8583   0.04423   0.03523  -0.0338   1.0000   0.1690
  -8.250  -0.8434   0.04267   0.03384  -0.0324   1.0000   0.1760
  -8.000  -0.8342   0.04094   0.03178  -0.0309   1.0000   0.1835
  -7.750  -0.8192   0.03949   0.03046  -0.0294   1.0000   0.1924
  -7.500  -0.8062   0.03800   0.02885  -0.0281   1.0000   0.2035
  -7.250  -0.7927   0.03668   0.02744  -0.0267   1.0000   0.2175
  -7.000  -0.7785   0.03547   0.02642  -0.0251   1.0000   0.2348
  -6.750  -0.7651   0.03434   0.02564  -0.0234   1.0000   0.2569
  -6.500  -0.7529   0.03314   0.02474  -0.0217   1.0000   0.2887
  -6.250  -0.7417   0.03216   0.02430  -0.0197   1.0000   0.3373
  -6.000  -0.7309   0.03240   0.02517  -0.0165   1.0000   0.4044
  -5.750  -0.7199   0.03430   0.02741  -0.0115   1.0000   0.4601
  -5.500  -0.7052   0.03685   0.03003  -0.0065   0.9987   0.4999
  -5.250  -0.6752   0.04050   0.03364  -0.0029   0.9913   0.5342
  -5.000  -0.6473   0.04332   0.03634   0.0001   0.9841   0.5632
  -4.750  -0.6190   0.04644   0.03937   0.0042   0.9771   0.5856
  -4.500  -0.5922   0.04845   0.04123   0.0067   0.9706   0.6108
  -4.250  -0.5704   0.04981   0.04245   0.0094   0.9643   0.6340
  -4.000  -0.5418   0.05160   0.04412   0.0121   0.9578   0.6545
  -3.750  -0.5083   0.05311   0.04548   0.0135   0.9514   0.6759
  -3.500  -0.4915   0.05340   0.04565   0.0157   0.9461   0.6946
  -3.250  -0.4597   0.05400   0.04608   0.0155   0.9396   0.7145
  -3.000  -0.4425   0.05394   0.04591   0.0166   0.9347   0.7312
  -2.750  -0.4407   0.05329   0.04517   0.0191   0.9313   0.7459
  -2.500  -0.4377   0.05265   0.04443   0.0211   0.9281   0.7607
  -2.250  -0.3973   0.05316   0.04479   0.0190   0.9216   0.7746
  -2.000  -0.3848   0.05284   0.04439   0.0202   0.9181   0.7863
  -1.750  -0.3906   0.05199   0.04347   0.0231   0.9178   0.7979
  -1.500  -0.3781   0.05172   0.04312   0.0243   0.9159   0.8085
  -1.250  -0.5312   0.04588   0.03763   0.0512   1.0000   0.8122
  -1.000  -0.5170   0.04557   0.03724   0.0522   1.0000   0.8229
  -0.750  -0.5051   0.04507   0.03664   0.0528   1.0000   0.8344
  -0.500  -0.4914   0.04473   0.03620   0.0533   1.0000   0.8456
  -0.250  -0.4760   0.04448   0.03587   0.0536   1.0000   0.8557
   0.000  -0.4625   0.04416   0.03545   0.0537   1.0000   0.8669
   0.250  -0.4446   0.04408   0.03530   0.0535   1.0000   0.8772
   0.500  -0.4277   0.04398   0.03512   0.0531   1.0000   0.8877
   0.750  -0.4121   0.04388   0.03495   0.0528   1.0000   0.8990
   1.000  -0.3909   0.04404   0.03505   0.0517   1.0000   0.9097
   1.250  -0.3686   0.04429   0.03524   0.0502   1.0000   0.9209
   1.500  -0.3439   0.04469   0.03558   0.0481   1.0000   0.9324
   1.750  -0.3146   0.04536   0.03620   0.0449   1.0000   0.9443
   2.000  -0.2779   0.04640   0.03720   0.0401   1.0000   0.9553
   2.250  -0.2175   0.04897   0.03972   0.0303   0.9927   0.9643
   2.500  -0.1522   0.05188   0.04260   0.0195   0.9821   0.9731
   2.750  -0.0933   0.05431   0.04501   0.0100   0.9698   0.9818
   3.000  -0.0390   0.05648   0.04718   0.0013   0.9564   0.9906
   3.250  -0.0016   0.05806   0.04875  -0.0043   0.9432   1.0000
   3.500   0.0080   0.05837   0.04903  -0.0044   0.9288   1.0000
   3.750   0.0169   0.05882   0.04946  -0.0044   0.9164   1.0000
   4.000   0.0389   0.06048   0.05107  -0.0067   0.9031   1.0000
   4.250   0.0504   0.06046   0.05103  -0.0070   0.8881   1.0000
   4.500   0.0674   0.06130   0.05185  -0.0085   0.8755   1.0000
   4.750   0.1017   0.06391   0.05443  -0.0129   0.8659   1.0000
   5.000   0.1300   0.06552   0.05604  -0.0161   0.8515   1.0000
   5.250   0.1477   0.06662   0.05714  -0.0177   0.8385   1.0000
   5.500   0.1798   0.06930   0.05982  -0.0216   0.8288   1.0000
   5.750   0.2130   0.07170   0.06224  -0.0253   0.8147   1.0000
   6.000   0.2275   0.07282   0.06337  -0.0263   0.8009   1.0000
   6.250   0.2523   0.07522   0.06579  -0.0289   0.7903   1.0000
   6.500   0.2927   0.07872   0.06932  -0.0334   0.7773   1.0000
   6.750   0.3022   0.07963   0.07025  -0.0336   0.7626   1.0000
   7.000   0.3188   0.08163   0.07228  -0.0349   0.7498   1.0000
   7.250   0.3536   0.08524   0.07594  -0.0384   0.7389   1.0000
   7.500   0.3778   0.08753   0.07827  -0.0402   0.7233   1.0000
   7.750   0.3864   0.08895   0.07973  -0.0404   0.7084   1.0000
   8.000   0.4001   0.09116   0.08199  -0.0413   0.6949   1.0000
   8.250   0.4219   0.09402   0.08491  -0.0430   0.6820   1.0000
   8.500   0.4538   0.09754   0.08850  -0.0455   0.6675   1.0000
   8.750   0.4800   0.10049   0.09152  -0.0471   0.6506   1.0000
   9.500   0.5880   0.10033   0.09159  -0.0453   0.5274   1.0000
   9.750   0.5616   0.10549   0.09682  -0.0467   0.5363   1.0000
  10.000   0.5675   0.11055   0.10197  -0.0490   0.5439   1.0000
  10.250   0.6784   0.10200   0.09358  -0.0444   0.4606   1.0000
  10.500   0.6890   0.10382   0.09549  -0.0442   0.4428   1.0000
  10.750   0.6993   0.10568   0.09743  -0.0440   0.4245   1.0000
  11.000   0.7122   0.10736   0.09922  -0.0437   0.4059   1.0000
  11.250   0.7279   0.10876   0.10072  -0.0433   0.3873   1.0000
  11.750   0.8306   0.10104   0.09338  -0.0378   0.3450   1.0000
  12.000   1.1173   0.05715   0.04983  -0.0208   0.2985   1.0000
  12.250   0.8306   0.10708   0.09956  -0.0379   0.3087   1.0000
  12.500   0.8418   0.10853   0.10111  -0.0373   0.2906   1.0000
  12.750   1.1849   0.05827   0.05004  -0.0159   0.2136   1.0000
  13.000   1.1972   0.06058   0.05229  -0.0151   0.1976   1.0000
  13.250   1.2171   0.06266   0.05427  -0.0146   0.1833   1.0000
  13.500   1.2024   0.06699   0.05891  -0.0140   0.1774   1.0000
  13.750   1.2213   0.06939   0.06126  -0.0136   0.1671   1.0000
  14.000   1.1990   0.07466   0.06686  -0.0136   0.1641   1.0000
  14.250   1.2324   0.07628   0.06832  -0.0131   0.1541   1.0000
  14.500   1.2001   0.08252   0.07491  -0.0137   0.1534   1.0000
  14.750   1.1617   0.09010   0.08279  -0.0153   0.1535   1.0000
  15.000   1.1178   0.09940   0.09235  -0.0184   0.1543   1.0000
<< Back to NACA 63 (naca633418-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 63 (naca633418-il)