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)-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
<< Back to NACA 63(4)-421 (naca634421-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 63(4)-421 (naca634421-il)