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=5


Details Polar file
Airfoil: NACA 63(4)-221 (naca634221-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.83 at α=14.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca634221-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-naca634221-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -17.000  -0.5592   0.15293   0.14481  -0.0192   1.0000   0.0940
 -16.750  -0.5685   0.14573   0.13761  -0.0230   1.0000   0.0966
 -16.500  -0.6480   0.12207   0.11394  -0.0354   1.0000   0.0998
 -16.250  -0.6175   0.12434   0.11625  -0.0337   1.0000   0.1018
 -16.000  -0.6358   0.11607   0.10794  -0.0378   1.0000   0.1049
 -15.750  -0.7082   0.09831   0.08987  -0.0470   1.0000   0.1072
 -15.500  -0.7431   0.08885   0.08009  -0.0515   1.0000   0.1093
 -15.250  -0.7507   0.08411   0.07521  -0.0534   1.0000   0.1123
 -15.000  -0.7382   0.08249   0.07364  -0.0535   1.0000   0.1161
 -14.750  -0.7417   0.07848   0.06947  -0.0549   1.0000   0.1200
 -14.500  -0.7458   0.07449   0.06530  -0.0562   1.0000   0.1243
 -14.250  -0.7320   0.07319   0.06410  -0.0561   1.0000   0.1296
 -14.000  -0.7327   0.06982   0.06058  -0.0570   1.0000   0.1353
 -13.750  -0.7217   0.06819   0.05904  -0.0570   1.0000   0.1416
 -13.500  -0.7192   0.06548   0.05624  -0.0575   1.0000   0.1492
 -13.250  -0.7090   0.06388   0.05476  -0.0574   1.0000   0.1570
 -13.000  -0.7074   0.06120   0.05201  -0.0579   1.0000   0.1664
 -12.750  -0.6971   0.05984   0.05081  -0.0576   1.0000   0.1764
 -12.500  -0.6902   0.05811   0.04921  -0.0575   1.0000   0.1877
 -12.250  -0.6855   0.05622   0.04738  -0.0574   1.0000   0.2002
 -12.000  -0.6818   0.05434   0.04557  -0.0573   1.0000   0.2142
 -11.750  -0.6753   0.05293   0.04429  -0.0568   1.0000   0.2291
 -11.500  -0.6668   0.05191   0.04342  -0.0562   1.0000   0.2451
 -11.250  -0.6570   0.05122   0.04288  -0.0554   1.0000   0.2617
 -11.000  -0.6447   0.05105   0.04284  -0.0542   1.0000   0.2779
 -10.750  -0.6307   0.05150   0.04342  -0.0525   1.0000   0.2929
 -10.500  -0.6242   0.05211   0.04414  -0.0499   1.0000   0.3056
 -10.250  -0.6134   0.05222   0.04427  -0.0488   0.9874   0.3199
 -10.000  -0.5740   0.05286   0.04479  -0.0511   0.9732   0.3368
  -9.750  -0.5385   0.05303   0.04481  -0.0534   0.9608   0.3527
  -9.500  -0.5065   0.05276   0.04437  -0.0558   0.9492   0.3686
  -9.250  -0.4812   0.05192   0.04336  -0.0580   0.9375   0.3844
  -8.750  -0.4084   0.05308   0.04418  -0.0602   0.9157   0.4048
  -8.500  -0.3983   0.05156   0.04252  -0.0609   0.9037   0.4198
  -8.250  -0.3568   0.05293   0.04374  -0.0608   0.8933   0.4250
  -8.000  -0.3503   0.05152   0.04220  -0.0606   0.8826   0.4387
  -7.750  -0.3166   0.05236   0.04291  -0.0601   0.8725   0.4449
  -7.500  -0.3130   0.05111   0.04155  -0.0591   0.8623   0.4575
  -7.000  -0.2798   0.05052   0.04074  -0.0571   0.8437   0.4759
  -6.750  -0.2522   0.05086   0.04099  -0.0565   0.8349   0.4824
  -6.500  -0.2515   0.04963   0.03965  -0.0548   0.8268   0.4938
  -6.250  -0.2242   0.04992   0.03987  -0.0542   0.8180   0.4994
  -6.000  -0.2313   0.04838   0.03825  -0.0520   0.8102   0.5113
  -5.750  -0.2013   0.04875   0.03853  -0.0517   0.8024   0.5156
  -5.500  -0.2216   0.04705   0.03678  -0.0482   0.7935   0.5287
  -5.250  -0.1846   0.04733   0.03696  -0.0484   0.7881   0.5320
  -4.750  -0.1807   0.04596   0.03549  -0.0441   0.7726   0.5488
  -4.500  -0.1494   0.04615   0.03559  -0.0440   0.7667   0.5525
  -4.000  -0.1435   0.04476   0.03410  -0.0399   0.7525   0.5686
  -3.750  -0.1174   0.04488   0.03415  -0.0394   0.7469   0.5728
  -3.500  -0.1311   0.04399   0.03323  -0.0360   0.7384   0.5829
  -3.250  -0.1125   0.04365   0.03282  -0.0350   0.7332   0.5881
  -3.000  -0.0846   0.04361   0.03271  -0.0347   0.7290   0.5923
  -2.750  -0.0939   0.04330   0.03241  -0.0313   0.7200   0.6004
  -2.500  -0.0859   0.04274   0.03179  -0.0295   0.7144   0.6071
  -2.250  -0.0563   0.04266   0.03165  -0.0294   0.7108   0.6110
  -2.000  -0.0590   0.04275   0.03175  -0.0264   0.7023   0.6174
  -1.750  -0.0610   0.04207   0.03101  -0.0238   0.6961   0.6256
  -1.500  -0.0326   0.04207   0.03097  -0.0236   0.6924   0.6292
  -1.250  -0.0237   0.04225   0.03115  -0.0216   0.6863   0.6343
  -1.000  -0.0357   0.04174   0.03058  -0.0183   0.6784   0.6437
  -0.750  -0.0089   0.04181   0.03064  -0.0179   0.6743   0.6469
  -0.500   0.0196   0.04169   0.03049  -0.0178   0.6713   0.6511
  -0.250   0.0049   0.04236   0.03120  -0.0137   0.6619   0.6576
   0.000   0.0155   0.04204   0.03081  -0.0126   0.6568   0.6646
   0.250   0.0435   0.04203   0.03080  -0.0124   0.6535   0.6682
   0.500   0.0439   0.04266   0.03146  -0.0096   0.6461   0.6733
   0.750   0.0471   0.04294   0.03172  -0.0078   0.6394   0.6804
   1.000   0.0692   0.04288   0.03163  -0.0075   0.6357   0.6858
   1.250   0.0989   0.04282   0.03157  -0.0075   0.6330   0.6899
   1.500   0.0778   0.04415   0.03296  -0.0032   0.6223   0.6960
   1.750   0.0966   0.04414   0.03290  -0.0033   0.6178   0.7036
   2.000   0.1247   0.04424   0.03303  -0.0030   0.6149   0.7076
   2.500   0.1264   0.04592   0.03475   0.0011   0.6003   0.7200
   2.750   0.1532   0.04597   0.03481   0.0009   0.5968   0.7257
   3.000   0.1845   0.04593   0.03481   0.0008   0.5944   0.7308
   3.250   0.1652   0.04784   0.03675   0.0039   0.5832   0.7380
   3.500   0.1898   0.04804   0.03697   0.0036   0.5791   0.7448
   3.750   0.2189   0.04805   0.03702   0.0039   0.5762   0.7501
   4.000   0.2086   0.04988   0.03890   0.0059   0.5662   0.7572
   4.250   0.2310   0.05028   0.03932   0.0058   0.5614   0.7644
   4.500   0.2584   0.05035   0.03946   0.0062   0.5582   0.7705
   4.750   0.2541   0.05207   0.04122   0.0076   0.5487   0.7782
   5.000   0.2738   0.05260   0.04180   0.0079   0.5433   0.7853
   5.250   0.3013   0.05267   0.04194   0.0082   0.5399   0.7924
   5.500   0.2995   0.05445   0.04375   0.0090   0.5302   0.8011
   5.750   0.3177   0.05495   0.04435   0.0100   0.5247   0.8081
   6.000   0.3471   0.05498   0.04444   0.0099   0.5212   0.8168
   6.250   0.3407   0.05696   0.04650   0.0113   0.5107   0.8251
   6.500   0.3631   0.05733   0.04695   0.0117   0.5056   0.8344
   6.750   0.3936   0.05716   0.04686   0.0120   0.5023   0.8436
   7.000   0.3844   0.05942   0.04921   0.0132   0.4903   0.8539
   7.250   0.4101   0.05948   0.04938   0.0137   0.4860   0.8641
   7.500   0.4106   0.06125   0.05124   0.0145   0.4759   0.8758
   7.750   0.4316   0.06160   0.05169   0.0150   0.4697   0.8885
   8.000   0.4656   0.06113   0.05135   0.0151   0.4662   0.9020
   8.250   0.4610   0.06355   0.05389   0.0153   0.4532   0.9174
   8.500   0.5011   0.06305   0.05355   0.0142   0.4490   0.9354
   8.750   0.5081   0.06550   0.05614   0.0122   0.4356   0.9574
   9.000   0.5516   0.06462   0.05539   0.0105   0.4311   1.0000
   9.250   0.5496   0.06729   0.05808   0.0096   0.4175   1.0000
   9.500   0.5899   0.06643   0.05729   0.0087   0.4134   1.0000
   9.750   0.5883   0.06923   0.06014   0.0079   0.3994   1.0000
  10.250   0.6264   0.07109   0.06211   0.0066   0.3812   1.0000
  10.500   0.6308   0.07347   0.06453   0.0059   0.3687   1.0000
  10.750   0.6660   0.07250   0.06364   0.0059   0.3630   1.0000
  11.000   0.6668   0.07526   0.06646   0.0052   0.3494   1.0000
  11.250   0.7070   0.07339   0.06466   0.0056   0.3450   1.0000
  11.500   0.7059   0.07639   0.06772   0.0050   0.3307   1.0000
  12.000   0.7478   0.07670   0.06817   0.0052   0.3126   1.0000
  12.250   0.7489   0.07954   0.07107   0.0046   0.2988   1.0000
  12.750   0.7938   0.07917   0.07083   0.0053   0.2800   1.0000
  13.000   0.7976   0.08170   0.07342   0.0048   0.2669   1.0000
  13.250   0.8311   0.07979   0.07154   0.0057   0.2584   1.0000
  13.500   0.8488   0.08020   0.07198   0.0059   0.2465   1.0000
  13.750   0.8523   0.08283   0.07464   0.0054   0.2335   1.0000
  14.000   0.8674   0.08370   0.07550   0.0054   0.2218   1.0000
  14.250   0.8949   0.08260   0.07431   0.0062   0.2105   1.0000
  14.500   0.9000   0.08504   0.07676   0.0057   0.1985   1.0000
  14.750   0.8999   0.08840   0.08016   0.0047   0.1871   1.0000
  15.000   0.9116   0.08989   0.08157   0.0045   0.1767   1.0000
  15.250   0.9259   0.09094   0.08253   0.0045   0.1667   1.0000
  15.500   0.9179   0.09583   0.08754   0.0028   0.1576   1.0000
  15.750   0.9315   0.09708   0.08868   0.0026   0.1494   1.0000
  16.000   0.9254   0.10182   0.09355   0.0008   0.1417   1.0000
  16.250   0.9337   0.10406   0.09575   0.0002   0.1349   1.0000
  16.500   0.9245   0.10955   0.10140  -0.0022   0.1286   1.0000
  16.750   0.9408   0.11041   0.10216  -0.0022   0.1231   1.0000
  17.000   0.9113   0.11995   0.11199  -0.0068   0.1182   1.0000
  17.250   0.9221   0.12186   0.11389  -0.0075   0.1135   1.0000
  17.500   0.9046   0.12951   0.12168  -0.0113   0.1096   1.0000
  17.750   0.8348   0.14955   0.14193  -0.0221   0.1042   1.0000
  18.000   0.8592   0.14826   0.14063  -0.0213   0.1014   1.0000
<< Back to NACA 63(4)-221 (naca634221-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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