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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 63(4)-221 (naca634221-il)