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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 63 (naca633418-il)