NACA 63(4)-421 (naca634421-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 63(4)-421 (naca634421-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.79 at α=12.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca634421-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca634421-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 63(4)-421
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.000 -0.3563 0.12211 0.11438 -0.0480 1.0000 0.2359
-12.750 -0.3575 0.11726 0.10955 -0.0494 1.0000 0.2349
-12.500 -0.3665 0.11191 0.10425 -0.0512 1.0000 0.2344
-12.250 -0.3843 0.10577 0.09820 -0.0532 1.0000 0.2347
-12.000 -0.8513 0.06027 0.05267 -0.0630 1.0000 0.1874
-11.750 -0.8926 0.05922 0.05160 -0.0568 1.0000 0.1871
-11.500 -0.9300 0.05783 0.05011 -0.0511 1.0000 0.1870
-11.250 -0.8978 0.05659 0.04909 -0.0507 1.0000 0.1948
-11.000 -0.9273 0.05499 0.04739 -0.0458 1.0000 0.1961
-10.750 -0.9504 0.05320 0.04545 -0.0416 1.0000 0.1986
-10.500 -0.9722 0.05123 0.04326 -0.0376 1.0000 0.2014
-10.250 -0.9696 0.04968 0.04171 -0.0352 1.0000 0.2076
-10.000 -0.9679 0.04833 0.04035 -0.0327 1.0000 0.2150
-9.750 -0.9728 0.04655 0.03843 -0.0299 1.0000 0.2224
-9.500 -0.9654 0.04546 0.03744 -0.0277 1.0000 0.2334
-9.250 -0.9573 0.04442 0.03656 -0.0254 1.0000 0.2464
-9.000 -0.9529 0.04329 0.03554 -0.0229 1.0000 0.2615
-8.750 -0.9479 0.04235 0.03476 -0.0204 1.0000 0.2798
-8.500 -0.9432 0.04157 0.03418 -0.0177 1.0000 0.3017
-8.250 -0.9361 0.04136 0.03424 -0.0149 1.0000 0.3278
-8.000 -0.9241 0.04179 0.03486 -0.0126 0.9986 0.3596
-7.750 -0.8437 0.04996 0.04342 -0.0120 0.9898 0.4000
-7.500 -0.5216 0.07817 0.07100 -0.0185 0.9742 0.4453
-7.250 -0.5106 0.07759 0.07032 -0.0185 0.9675 0.4669
-7.000 -0.4957 0.07772 0.07034 -0.0176 0.9607 0.4867
-6.750 -0.3792 0.08145 0.07376 -0.0235 0.9525 0.5151
-6.500 -0.3520 0.08140 0.07358 -0.0240 0.9458 0.5355
-6.250 -0.3248 0.08119 0.07325 -0.0247 0.9385 0.5559
-6.000 -0.1669 0.08546 0.07727 -0.0320 0.9312 0.6691
-5.750 -0.1648 0.08402 0.07577 -0.0314 0.9238 0.6716
-5.500 -0.0770 0.08281 0.07439 -0.0385 0.9179 0.7502
-5.250 -0.0576 0.08164 0.07315 -0.0392 0.9110 0.7707
-5.000 -0.0305 0.08018 0.07160 -0.0413 0.9041 0.7929
-4.750 0.0090 0.07869 0.06998 -0.0459 0.8988 0.8207
-4.500 0.0156 0.07814 0.06940 -0.0445 0.8918 0.8386
-4.250 0.0247 0.07797 0.06919 -0.0438 0.8858 0.8593
-4.000 0.0925 0.07459 0.06566 -0.0536 0.8804 0.8835
-3.750 0.1043 0.07416 0.06520 -0.0534 0.8736 0.9060
-3.500 0.1354 0.07282 0.06381 -0.0569 0.8672 0.9305
-3.250 -0.5869 0.07133 0.06354 0.0445 1.0000 0.6766
-3.000 -0.6074 0.06932 0.06148 0.0488 1.0000 0.6886
-2.750 -0.5902 0.06926 0.06133 0.0496 1.0000 0.7006
-2.500 -0.5924 0.06803 0.06003 0.0521 1.0000 0.7110
-2.250 -0.5895 0.06710 0.05903 0.0540 1.0000 0.7211
-2.000 -0.5938 0.06562 0.05748 0.0564 1.0000 0.7303
-1.750 -0.5840 0.06502 0.05681 0.0576 1.0000 0.7393
-1.500 -0.5951 0.06305 0.05476 0.0602 1.0000 0.7483
-1.250 -0.5774 0.06292 0.05456 0.0607 1.0000 0.7561
-1.000 -0.5848 0.06114 0.05269 0.0627 1.0000 0.7650
-0.750 -0.5704 0.06079 0.05228 0.0634 1.0000 0.7720
-0.500 -0.5631 0.05998 0.05140 0.0643 1.0000 0.7798
-0.250 -0.5454 0.05973 0.05105 0.0627 0.9950 0.7881
0.000 -0.5156 0.06042 0.05166 0.0602 0.9866 0.7954
0.250 -0.4953 0.06060 0.05171 0.0575 0.9781 0.8045
0.500 -0.4651 0.06127 0.05233 0.0553 0.9676 0.8109
0.750 -0.4463 0.06125 0.05222 0.0542 0.9582 0.8183
1.000 -0.4193 0.06219 0.05308 0.0514 0.9494 0.8259
1.250 -0.3983 0.06210 0.05294 0.0505 0.9375 0.8324
1.500 -0.3808 0.06232 0.05309 0.0493 0.9299 0.8400
1.750 -0.3545 0.06295 0.05368 0.0475 0.9186 0.8468
2.000 -0.3384 0.06301 0.05369 0.0471 0.9095 0.8538
2.250 -0.3107 0.06403 0.05465 0.0444 0.8996 0.8613
2.500 -0.2966 0.06393 0.05453 0.0447 0.8905 0.8680
2.750 -0.2684 0.06516 0.05571 0.0420 0.8810 0.8770
3.000 -0.2549 0.06507 0.05560 0.0423 0.8717 0.8835
3.250 -0.2263 0.06639 0.05689 0.0398 0.8622 0.8922
3.500 -0.2126 0.06654 0.05704 0.0397 0.8543 0.8999
3.750 -0.1864 0.06762 0.05810 0.0377 0.8436 0.9098
4.000 -0.1652 0.06856 0.05905 0.0363 0.8364 0.9182
4.250 -0.1407 0.06937 0.05986 0.0343 0.8250 0.9277
4.500 -0.1057 0.07177 0.06227 0.0303 0.8189 0.9375
4.750 -0.0818 0.07213 0.06268 0.0279 0.8060 0.9462
5.000 -0.0296 0.07616 0.06673 0.0206 0.7998 0.9564
5.250 -0.0100 0.07603 0.06666 0.0181 0.7868 0.9642
5.500 0.0558 0.08117 0.07185 0.0082 0.7797 0.9728
5.750 0.0717 0.08092 0.07167 0.0059 0.7666 0.9805
6.000 0.1378 0.08627 0.07708 -0.0042 0.7594 0.9902
6.250 0.1428 0.08561 0.07648 -0.0048 0.7461 1.0000
6.500 0.1596 0.08778 0.07862 -0.0053 0.7398 1.0000
6.750 0.1354 0.08529 0.07611 -0.0007 0.7280 1.0000
7.000 0.1692 0.08847 0.07928 -0.0044 0.7203 1.0000
7.250 0.1655 0.08799 0.07882 -0.0037 0.7089 1.0000
7.500 0.2070 0.09189 0.08273 -0.0087 0.7006 1.0000
7.750 0.2077 0.09207 0.08293 -0.0089 0.6890 1.0000
8.000 0.2530 0.09657 0.08747 -0.0143 0.6806 1.0000
8.250 0.2514 0.09669 0.08762 -0.0144 0.6686 1.0000
8.500 0.3030 0.10228 0.09324 -0.0203 0.6603 1.0000
8.750 0.2957 0.10176 0.09276 -0.0197 0.6470 1.0000
9.000 0.3302 0.10613 0.09717 -0.0237 0.6395 1.0000
9.250 0.3402 0.10728 0.09836 -0.0248 0.6254 1.0000
9.500 0.3532 0.10986 0.10098 -0.0266 0.6161 1.0000
9.750 0.3872 0.11357 0.10475 -0.0298 0.6039 1.0000
10.000 0.3863 0.11494 0.10615 -0.0304 0.5925 1.0000
10.250 0.4320 0.12058 0.11184 -0.0344 0.5831 1.0000
10.500 0.4234 0.12068 0.11198 -0.0342 0.5697 1.0000
10.750 0.4397 0.12407 0.11542 -0.0360 0.5611 1.0000
11.000 0.4658 0.12732 0.11874 -0.0381 0.5477 1.0000
11.250 0.4631 0.12912 0.12057 -0.0388 0.5373 1.0000
11.500 0.5036 0.13453 0.12605 -0.0416 0.5271 1.0000
11.750 0.4941 0.13499 0.12656 -0.0418 0.5145 1.0000
12.000 0.5114 0.13881 0.13043 -0.0436 0.5064 1.0000
12.250 0.5318 0.14177 0.13345 -0.0450 0.4927 1.0000
12.500 0.5289 0.14391 0.13563 -0.0460 0.4833 1.0000
12.750 0.5657 0.14920 0.14101 -0.0480 0.4725 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 63(4)-421 (naca634421-il)