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(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
<< Back to NACA 63(4)-221 (naca634221-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 63(4)-221 (naca634221-il)