NACA 63(4)-221 (naca634221-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 63(4)-221 (naca634221-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.8 at α=-3° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca634221-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca634221-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 63(4)-221
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.000 -0.4369 0.13855 0.13066 -0.0248 1.0000 0.2473
-13.750 -0.4187 0.13454 0.12662 -0.0255 1.0000 0.2498
-13.500 -0.4313 0.12789 0.11996 -0.0288 1.0000 0.2434
-13.250 -0.4413 0.12180 0.11388 -0.0315 1.0000 0.2439
-13.000 -0.4639 0.11412 0.10624 -0.0350 1.0000 0.2454
-12.750 -0.7227 0.06866 0.06095 -0.0564 1.0000 0.2292
-12.500 -0.7971 0.05822 0.05031 -0.0588 1.0000 0.2287
-12.000 -0.4184 0.10486 0.09694 -0.0356 1.0000 0.2900
-11.750 -0.4595 0.09623 0.08837 -0.0391 1.0000 0.2970
-11.500 -0.4322 0.09672 0.08882 -0.0378 1.0000 0.3130
-11.250 -0.4102 0.09642 0.08849 -0.0369 1.0000 0.3290
-11.000 -0.3907 0.09571 0.08777 -0.0362 1.0000 0.3447
-10.750 -0.3745 0.09482 0.08687 -0.0356 1.0000 0.3604
-10.500 -0.3621 0.09380 0.08584 -0.0348 1.0000 0.3753
-10.250 -0.3671 0.09228 0.08438 -0.0335 1.0000 0.3880
-10.000 -0.3841 0.09155 0.08373 -0.0303 1.0000 0.3976
-9.750 -0.3896 0.09224 0.08448 -0.0260 1.0000 0.4078
-9.500 -0.4221 0.09124 0.08355 -0.0218 1.0000 0.4155
-9.250 -0.4185 0.09191 0.08423 -0.0183 1.0000 0.4272
-9.000 -0.4641 0.08955 0.08195 -0.0146 1.0000 0.4354
-8.750 -0.4433 0.09082 0.08318 -0.0118 1.0000 0.4493
-8.500 -0.4411 0.09090 0.08325 -0.0090 1.0000 0.4628
-8.250 -0.4883 0.08830 0.08071 -0.0052 1.0000 0.4722
-8.000 -0.4620 0.08938 0.08172 -0.0033 1.0000 0.4873
-7.750 -0.4395 0.08818 0.08041 -0.0056 0.9935 0.5081
-7.500 -0.3606 0.08876 0.08078 -0.0105 0.9857 0.5380
-7.250 -0.2230 0.09214 0.08399 -0.0159 0.9791 0.6541
-7.000 -0.1932 0.08998 0.08172 -0.0195 0.9715 0.6752
-6.750 -0.1580 0.08767 0.07927 -0.0242 0.9654 0.6966
-6.500 -0.1306 0.08560 0.07711 -0.0273 0.9574 0.7142
-6.250 -0.0903 0.08318 0.07454 -0.0329 0.9518 0.7343
-6.000 -0.0743 0.08186 0.07317 -0.0339 0.9433 0.7494
-5.750 -0.0365 0.07974 0.07093 -0.0390 0.9374 0.7681
-5.500 -0.0305 0.07953 0.07067 -0.0382 0.9294 0.7837
-5.250 0.0000 0.07815 0.06921 -0.0417 0.9229 0.8018
-5.000 0.0362 0.07625 0.06721 -0.0458 0.9163 0.8191
-4.750 0.0693 0.07413 0.06503 -0.0494 0.9086 0.8332
-4.500 0.1146 0.07198 0.06279 -0.0555 0.9036 0.8502
-4.250 0.1200 0.07170 0.06250 -0.0541 0.8952 0.8635
-4.000 0.1545 0.07021 0.06094 -0.0580 0.8887 0.8810
-3.750 0.2135 0.06773 0.05836 -0.0666 0.8846 0.8995
-3.500 0.1962 0.06872 0.05940 -0.0610 0.8756 0.9144
-3.250 0.2412 0.06702 0.05764 -0.0670 0.8700 0.9350
-3.000 0.3091 0.06440 0.05492 -0.0773 0.8661 0.9552
-2.750 0.3056 0.06470 0.05528 -0.0749 0.8569 0.9739
-1.500 -0.3796 0.07184 0.06298 0.0375 0.9728 0.7693
-1.250 -0.3339 0.07235 0.06336 0.0311 0.9518 0.7778
-1.000 -0.2761 0.07255 0.06344 0.0236 0.9206 0.7862
-0.750 -0.1960 0.07314 0.06389 0.0136 0.8841 0.7963
0.000 -0.5359 0.06018 0.05114 0.0749 1.0000 0.7983
0.250 -0.5325 0.05918 0.05010 0.0764 1.0000 0.8045
0.500 -0.5207 0.05874 0.04962 0.0768 1.0000 0.8107
0.750 -0.5219 0.05751 0.04832 0.0785 0.9993 0.8179
1.000 -0.4881 0.05846 0.04921 0.0746 0.9900 0.8242
1.250 -0.4531 0.05966 0.05035 0.0704 0.9785 0.8310
1.500 -0.4332 0.06002 0.05064 0.0683 0.9662 0.8389
1.750 -0.4008 0.06076 0.05136 0.0653 0.9535 0.8446
2.000 -0.3808 0.06093 0.05149 0.0641 0.9410 0.8518
2.250 -0.3634 0.06111 0.05163 0.0631 0.9299 0.8586
2.500 -0.3248 0.06317 0.05367 0.0589 0.9195 0.8657
2.750 -0.3191 0.06223 0.05269 0.0601 0.9065 0.8740
3.000 -0.2924 0.06309 0.05356 0.0581 0.8959 0.8802
3.250 -0.2602 0.06477 0.05522 0.0548 0.8852 0.8884
3.500 -0.2478 0.06439 0.05484 0.0550 0.8731 0.8956
3.750 -0.2155 0.06634 0.05679 0.0518 0.8649 0.9044
4.000 -0.1951 0.06655 0.05701 0.0506 0.8513 0.9125
4.250 -0.1727 0.06756 0.05804 0.0487 0.8428 0.9210
4.500 -0.1336 0.06950 0.06001 0.0441 0.8305 0.9291
4.750 -0.1157 0.07002 0.06056 0.0427 0.8196 0.9381
5.000 -0.0569 0.07381 0.06441 0.0343 0.8098 0.9454
5.250 -0.0413 0.07390 0.06455 0.0329 0.7972 0.9541
5.500 0.0208 0.07819 0.06892 0.0234 0.7884 0.9599
5.750 0.0489 0.07916 0.06995 0.0196 0.7739 0.9679
6.000 0.0853 0.08150 0.07238 0.0139 0.7631 0.9745
6.250 0.1421 0.08535 0.07633 0.0056 0.7511 0.9829
6.500 0.1602 0.08630 0.07736 0.0027 0.7376 0.9911
6.750 0.2106 0.09058 0.08172 -0.0047 0.7288 1.0000
7.000 0.1909 0.08890 0.08003 -0.0002 0.7154 1.0000
7.250 0.1970 0.09037 0.08148 0.0009 0.7089 1.0000
7.500 0.1756 0.08837 0.07945 0.0056 0.6955 1.0000
7.750 0.1831 0.08987 0.08093 0.0060 0.6884 1.0000
8.000 0.1923 0.09043 0.08150 0.0057 0.6740 1.0000
8.250 0.1991 0.09175 0.08282 0.0049 0.6634 1.0000
8.500 0.2427 0.09608 0.08720 0.0004 0.6518 1.0000
8.750 0.2390 0.09611 0.08725 0.0006 0.6379 1.0000
9.000 0.2586 0.09898 0.09015 -0.0017 0.6282 1.0000
9.250 0.2947 0.10263 0.09385 -0.0050 0.6139 1.0000
9.500 0.2911 0.10338 0.09462 -0.0051 0.6009 1.0000
9.750 0.3127 0.10671 0.09799 -0.0074 0.5909 1.0000
10.000 0.3469 0.11043 0.10177 -0.0102 0.5761 1.0000
10.250 0.3406 0.11131 0.10268 -0.0102 0.5631 1.0000
10.500 0.3584 0.11463 0.10604 -0.0120 0.5531 1.0000
10.750 0.3995 0.11933 0.11080 -0.0148 0.5382 1.0000
11.000 0.3850 0.11963 0.11112 -0.0146 0.5257 1.0000
11.250 0.4013 0.12317 0.11471 -0.0162 0.5167 1.0000
11.500 0.4356 0.12741 0.11902 -0.0182 0.5014 1.0000
11.750 0.4229 0.12825 0.11989 -0.0185 0.4901 1.0000
12.000 0.4390 0.13185 0.12353 -0.0200 0.4805 1.0000
12.250 0.4712 0.13611 0.12787 -0.0216 0.4655 1.0000
12.500 0.4577 0.13719 0.12897 -0.0222 0.4551 1.0000
12.750 0.4772 0.14125 0.13309 -0.0238 0.4459 1.0000
13.000 0.5057 0.14529 0.13720 -0.0249 0.4302 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 63(4)-221 (naca634221-il)