Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NACA 64(3)-418 (naca643418-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 64(3)-418 (naca643418-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.77 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca643418-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca643418-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 64(3)-418                                  
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.4268   0.10216   0.09486  -0.0567   1.0000   0.1807
 -11.250  -0.4244   0.09738   0.09011  -0.0574   1.0000   0.1754
 -11.000  -0.6628   0.07491   0.06782  -0.0685   1.0000   0.1473
 -10.750  -0.6918   0.07296   0.06594  -0.0641   1.0000   0.1467
 -10.500  -0.7216   0.07135   0.06439  -0.0592   1.0000   0.1460
 -10.250  -0.7513   0.06950   0.06252  -0.0547   1.0000   0.1452
 -10.000  -0.7811   0.06741   0.06038  -0.0503   1.0000   0.1445
  -9.750  -0.8063   0.06511   0.05797  -0.0464   1.0000   0.1438
  -9.500  -0.8279   0.06259   0.05527  -0.0428   1.0000   0.1433
  -9.250  -0.8435   0.06001   0.05246  -0.0397   1.0000   0.1432
  -9.000  -0.8547   0.05739   0.04956  -0.0369   1.0000   0.1437
  -8.750  -0.8603   0.05480   0.04666  -0.0346   1.0000   0.1442
  -8.500  -0.8617   0.05229   0.04377  -0.0325   1.0000   0.1452
  -8.250  -0.8584   0.04989   0.04097  -0.0307   1.0000   0.1462
  -8.000  -0.8514   0.04770   0.03834  -0.0291   1.0000   0.1475
  -7.750  -0.8370   0.04554   0.03624  -0.0280   1.0000   0.1511
  -7.500  -0.8234   0.04398   0.03461  -0.0267   1.0000   0.1558
  -7.250  -0.8101   0.04238   0.03270  -0.0254   1.0000   0.1604
  -7.000  -0.7944   0.04077   0.03090  -0.0242   1.0000   0.1651
  -6.750  -0.7781   0.03956   0.02977  -0.0230   1.0000   0.1726
  -6.500  -0.7616   0.03837   0.02844  -0.0216   1.0000   0.1811
  -6.250  -0.7451   0.03735   0.02755  -0.0201   1.0000   0.1922
  -6.000  -0.7165   0.03638   0.02668  -0.0206   0.9956   0.2113
  -5.750  -0.6881   0.03520   0.02589  -0.0213   0.9894   0.2417
  -5.500  -0.6671   0.03327   0.02481  -0.0218   0.9838   0.3048
  -5.250  -0.6582   0.03451   0.02780  -0.0158   0.9783   0.5063
  -5.000  -0.6391   0.03902   0.03223  -0.0088   0.9720   0.5770
  -4.750  -0.6211   0.04239   0.03547  -0.0027   0.9662   0.6127
  -4.500  -0.5972   0.04606   0.03904   0.0038   0.9604   0.6389
  -4.250  -0.5728   0.04847   0.04125   0.0075   0.9558   0.6690
  -4.000  -0.5483   0.05099   0.04365   0.0128   0.9520   0.6927
  -3.750  -0.5219   0.05278   0.04525   0.0160   0.9476   0.7209
  -3.500  -0.4446   0.05590   0.04805   0.0129   0.9401   0.7593
  -3.250  -0.4308   0.05597   0.04799   0.0151   0.9365   0.7805
  -3.000  -0.3106   0.05741   0.04900   0.0015   0.9277   0.8114
  -2.750  -0.2655   0.05741   0.04880  -0.0029   0.9238   0.8274
  -2.500  -0.2846   0.05687   0.04824   0.0026   0.9235   0.8359
  -2.250  -0.2672   0.05655   0.04781   0.0025   0.9214   0.8459
  -2.000  -0.2878   0.05594   0.04717   0.0081   0.9223   0.8532
  -1.750  -0.5394   0.04940   0.04128   0.0534   1.0000   0.8519
  -1.500  -0.5072   0.04949   0.04121   0.0513   1.0000   0.8617
  -1.250  -0.5074   0.04852   0.04014   0.0538   1.0000   0.8709
  -1.000  -0.4855   0.04829   0.03978   0.0527   1.0000   0.8787
  -0.750  -0.4857   0.04735   0.03875   0.0551   1.0000   0.8872
  -0.500  -0.4614   0.04726   0.03853   0.0536   1.0000   0.8941
  -0.250  -0.4600   0.04643   0.03762   0.0557   1.0000   0.9027
   0.000  -0.4314   0.04657   0.03764   0.0532   1.0000   0.9092
   0.250  -0.4245   0.04601   0.03699   0.0544   1.0000   0.9177
   0.500  -0.3953   0.04626   0.03715   0.0516   1.0000   0.9241
   0.750  -0.3819   0.04601   0.03682   0.0516   1.0000   0.9324
   1.000  -0.3505   0.04646   0.03719   0.0481   1.0000   0.9384
   1.250  -0.3293   0.04663   0.03729   0.0465   1.0000   0.9467
   1.500  -0.2914   0.04749   0.03808   0.0417   1.0000   0.9530
   1.750  -0.2612   0.04815   0.03868   0.0381   1.0000   0.9605
   2.000  -0.2216   0.04923   0.03971   0.0326   1.0000   0.9666
   2.250  -0.1843   0.05033   0.04078   0.0275   1.0000   0.9741
   2.500  -0.1468   0.05152   0.04195   0.0222   1.0000   0.9824
   2.750  -0.1103   0.05268   0.04310   0.0169   1.0000   0.9905
   3.000  -0.0682   0.05448   0.04489   0.0104   0.9955   1.0000
   3.250  -0.0422   0.05571   0.04609   0.0069   0.9832   1.0000
   3.500  -0.0223   0.05664   0.04701   0.0047   0.9703   1.0000
   3.750  -0.0062   0.05727   0.04763   0.0034   0.9566   1.0000
   4.000   0.0056   0.05747   0.04781   0.0029   0.9425   1.0000
   4.250   0.0179   0.05771   0.04803   0.0024   0.9290   1.0000
   4.500   0.0374   0.05872   0.04902   0.0005   0.9175   1.0000
   4.750   0.0759   0.06159   0.05187  -0.0048   0.9074   1.0000
   5.000   0.0940   0.06206   0.05235  -0.0063   0.8935   1.0000
   5.250   0.1179   0.06363   0.05391  -0.0089   0.8824   1.0000
   5.500   0.1607   0.06706   0.05735  -0.0146   0.8719   1.0000
   5.750   0.1768   0.06770   0.05801  -0.0157   0.8575   1.0000
   6.000   0.1994   0.06956   0.05989  -0.0180   0.8463   1.0000
   6.250   0.2439   0.07349   0.06384  -0.0235   0.8347   1.0000
   6.500   0.2553   0.07403   0.06441  -0.0237   0.8196   1.0000
   6.750   0.2740   0.07584   0.06626  -0.0252   0.8064   1.0000
   7.000   0.3121   0.07967   0.07013  -0.0295   0.7957   1.0000
   7.250   0.3351   0.08156   0.07209  -0.0312   0.7794   1.0000
   7.500   0.3471   0.08291   0.07348  -0.0316   0.7638   1.0000
   7.750   0.3640   0.08497   0.07560  -0.0327   0.7486   1.0000
   8.000   0.3839   0.08742   0.07811  -0.0342   0.7339   1.0000
   8.250   0.4070   0.09016   0.08094  -0.0360   0.7186   1.0000
   8.500   0.4304   0.09291   0.08377  -0.0377   0.7018   1.0000
   8.750   0.4501   0.09538   0.08633  -0.0389   0.6838   1.0000
   9.000   0.4646   0.09741   0.08846  -0.0394   0.6633   1.0000
   9.250   0.4847   0.09959   0.09073  -0.0403   0.6399   1.0000
   9.500   0.5118   0.10148   0.09272  -0.0408   0.6082   1.0000
   9.750   0.6448   0.09341   0.08487  -0.0381   0.5102   1.0000
  10.000   0.6476   0.09516   0.08671  -0.0375   0.4882   1.0000
  10.250   0.6796   0.09493   0.08664  -0.0368   0.4646   1.0000
  10.500   0.7316   0.09242   0.08435  -0.0354   0.4418   1.0000
  10.750   0.7364   0.09403   0.08606  -0.0347   0.4188   1.0000
  11.000   0.8287   0.08428   0.07668  -0.0304   0.3951   1.0000
  11.500   1.0572   0.05089   0.04320  -0.0153   0.2930   1.0000
  11.750   1.0726   0.05166   0.04328  -0.0129   0.2471   1.0000
  12.000   1.0872   0.05349   0.04470  -0.0114   0.2146   1.0000
  12.250   1.1022   0.05569   0.04680  -0.0104   0.1912   1.0000
  12.500   1.1448   0.05700   0.04775  -0.0100   0.1680   1.0000
  12.750   1.1766   0.05922   0.04990  -0.0100   0.1535   1.0000
  13.000   1.1767   0.06245   0.05349  -0.0091   0.1469   1.0000
  13.250   1.2051   0.06520   0.05622  -0.0091   0.1380   1.0000
  13.500   1.1951   0.06906   0.06045  -0.0082   0.1349   1.0000
  13.750   1.1985   0.07252   0.06409  -0.0077   0.1304   1.0000
  14.000   1.2200   0.07601   0.06757  -0.0078   0.1252   1.0000
  14.250   1.1968   0.08084   0.07275  -0.0073   0.1248   1.0000
  14.500   1.1701   0.08635   0.07857  -0.0075   0.1246   1.0000
  14.750   1.1414   0.09256   0.08506  -0.0085   0.1248   1.0000
  15.000   1.1094   0.09966   0.09240  -0.0103   0.1253   1.0000
  15.250   1.0764   0.10771   0.10065  -0.0131   0.1259   1.0000
  15.500   0.8160   0.16626   0.15925  -0.0497   0.1674   1.0000
  15.750   0.8243   0.17191   0.16493  -0.0516   0.1690   1.0000
<< Back to NACA 64(3)-418 (naca643418-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 64(3)-418 (naca643418-il)