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)-618 (naca643618-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 64(3)-618 (naca643618-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 18.61 at α=13°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca643618-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca643618-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 64(3)-618                                  
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.3379   0.12459   0.11812  -0.0242   1.0000   0.3569
  -9.750  -0.4837   0.10621   0.10004  -0.0392   1.0000   0.2033
  -9.500  -0.5830   0.09103   0.08501  -0.0467   1.0000   0.1691
  -9.250  -0.5958   0.08792   0.08195  -0.0450   1.0000   0.1670
  -9.000  -0.6360   0.08385   0.07795  -0.0435   1.0000   0.1628
  -8.750  -0.7566   0.07572   0.06942  -0.0435   1.0000   0.1530
  -8.500  -0.7635   0.07201   0.06563  -0.0423   1.0000   0.1514
  -8.250  -0.7746   0.06807   0.06149  -0.0414   1.0000   0.1500
  -8.000  -0.7822   0.06411   0.05723  -0.0408   1.0000   0.1489
  -7.750  -0.7845   0.06034   0.05309  -0.0405   1.0000   0.1488
  -7.500  -0.7804   0.05694   0.04928  -0.0403   1.0000   0.1491
  -7.250  -0.7716   0.05383   0.04576  -0.0403   1.0000   0.1498
  -7.000  -0.7591   0.05103   0.04250  -0.0402   1.0000   0.1505
  -6.750  -0.7438   0.04859   0.03958  -0.0402   1.0000   0.1521
  -6.500  -0.7244   0.04638   0.03701  -0.0406   0.9991   0.1553
  -6.250  -0.6884   0.04480   0.03539  -0.0433   0.9924   0.1614
  -6.000  -0.6571   0.04335   0.03357  -0.0449   0.9866   0.1671
  -5.750  -0.6234   0.04219   0.03233  -0.0468   0.9806   0.1757
  -5.500  -0.5961   0.04128   0.03123  -0.0473   0.9750   0.1853
  -5.250  -0.5618   0.04062   0.03070  -0.0487   0.9690   0.2001
  -5.000  -0.5424   0.03979   0.03001  -0.0477   0.9645   0.2156
  -4.750  -0.5215   0.03898   0.02937  -0.0471   0.9610   0.2396
  -4.500  -0.4977   0.03759   0.02865  -0.0477   0.9574   0.2922
  -4.250  -0.4839   0.03849   0.03150  -0.0429   0.9539   0.5206
  -4.000  -0.4840   0.04117   0.03417  -0.0346   0.9526   0.5876
  -3.750  -0.4826   0.04328   0.03621  -0.0273   0.9526   0.6235
  -3.500  -0.5438   0.03909   0.03221  -0.0162   1.0000   0.6088
  -3.250  -0.5414   0.04088   0.03391  -0.0092   1.0000   0.6433
  -3.000  -0.5405   0.04234   0.03533  -0.0018   1.0000   0.6689
  -2.750  -0.5346   0.04338   0.03621   0.0032   1.0000   0.6974
  -2.500  -0.5330   0.04427   0.03704   0.0099   1.0000   0.7190
  -2.250  -0.5305   0.04495   0.03765   0.0160   1.0000   0.7415
  -2.000  -0.5262   0.04541   0.03801   0.0212   1.0000   0.7652
  -1.750  -0.5218   0.04571   0.03821   0.0261   1.0000   0.7894
  -1.500  -0.5204   0.04599   0.03841   0.0325   1.0000   0.8140
  -1.250  -0.5166   0.04610   0.03843   0.0376   1.0000   0.8411
  -1.000  -0.5074   0.04629   0.03852   0.0421   1.0000   0.8667
  -0.750  -0.4939   0.04629   0.03839   0.0440   1.0000   0.8880
  -0.500  -0.4720   0.04632   0.03825   0.0434   1.0000   0.9002
  -0.250  -0.4530   0.04618   0.03797   0.0428   1.0000   0.9099
   0.000  -0.4369   0.04600   0.03766   0.0425   1.0000   0.9198
   0.250  -0.4099   0.04625   0.03776   0.0402   1.0000   0.9281
   0.500  -0.3860   0.04644   0.03782   0.0383   1.0000   0.9370
   0.750  -0.3597   0.04681   0.03807   0.0359   1.0000   0.9461
   1.000  -0.3257   0.04750   0.03864   0.0318   1.0000   0.9535
   1.250  -0.2928   0.04825   0.03929   0.0279   1.0000   0.9617
   1.500  -0.2564   0.04921   0.04015   0.0231   1.0000   0.9693
   1.750  -0.2049   0.05122   0.04205   0.0152   0.9942   0.9756
   2.000  -0.1579   0.05291   0.04366   0.0082   0.9869   0.9825
   2.250  -0.1077   0.05502   0.04569   0.0004   0.9800   0.9900
   2.500  -0.0653   0.05680   0.04741  -0.0059   0.9706   1.0000
   2.750  -0.0541   0.05681   0.04739  -0.0062   0.9592   1.0000
   3.000  -0.0439   0.05702   0.04755  -0.0063   0.9490   1.0000
   3.250  -0.0216   0.05835   0.04881  -0.0086   0.9389   1.0000
   3.500  -0.0080   0.05830   0.04873  -0.0093   0.9274   1.0000
   3.750   0.0306   0.06127   0.05162  -0.0147   0.9208   1.0000
   4.000   0.0471   0.06118   0.05152  -0.0159   0.9085   1.0000
   4.250   0.0850   0.06407   0.05436  -0.0211   0.9023   1.0000
   4.500   0.1079   0.06478   0.05507  -0.0235   0.8896   1.0000
   4.750   0.1395   0.06718   0.05743  -0.0275   0.8829   1.0000
   5.000   0.1687   0.06879   0.05904  -0.0309   0.8706   1.0000
   5.250   0.1927   0.07059   0.06084  -0.0335   0.8619   1.0000
   5.500   0.2288   0.07321   0.06345  -0.0379   0.8512   1.0000
   5.750   0.2461   0.07452   0.06478  -0.0394   0.8405   1.0000
   6.000   0.2886   0.07821   0.06846  -0.0446   0.8315   1.0000
   6.250   0.2992   0.07889   0.06917  -0.0449   0.8188   1.0000
   6.500   0.3372   0.08275   0.07304  -0.0494   0.8113   1.0000
   6.750   0.3531   0.08383   0.07416  -0.0503   0.7973   1.0000
   7.000   0.3679   0.08560   0.07596  -0.0513   0.7858   1.0000
   7.250   0.4112   0.08996   0.08035  -0.0560   0.7763   1.0000
   7.500   0.4171   0.09060   0.08104  -0.0556   0.7618   1.0000
   7.750   0.4311   0.09268   0.08318  -0.0565   0.7502   1.0000
   8.000   0.4744   0.09733   0.08788  -0.0608   0.7398   1.0000
   8.250   0.4809   0.09823   0.08886  -0.0605   0.7246   1.0000
   8.500   0.4907   0.10009   0.09079  -0.0609   0.7106   1.0000
   8.750   0.5071   0.10275   0.09353  -0.0621   0.6984   1.0000
   9.000   0.5382   0.10648   0.09734  -0.0646   0.6856   1.0000
   9.250   0.5660   0.10965   0.10062  -0.0665   0.6696   1.0000
   9.500   0.5749   0.11140   0.10246  -0.0667   0.6532   1.0000
   9.750   0.5854   0.11357   0.10471  -0.0672   0.6370   1.0000
  10.000   0.6009   0.11612   0.10736  -0.0680   0.6200   1.0000
  10.250   0.6381   0.11979   0.11116  -0.0699   0.5996   1.0000
  10.500   0.6460   0.12186   0.11333  -0.0701   0.5816   1.0000
  10.750   0.7170   0.11461   0.10619  -0.0655   0.4906   1.0000
  11.000   0.7706   0.11344   0.10520  -0.0650   0.4653   1.0000
  11.250   0.7841   0.11480   0.10667  -0.0647   0.4450   1.0000
  11.500   0.7954   0.11640   0.10840  -0.0644   0.4251   1.0000
  11.750   0.8242   0.11621   0.10837  -0.0636   0.4043   1.0000
  12.000   0.8811   0.11183   0.10423  -0.0611   0.3834   1.0000
  12.250   0.8769   0.11514   0.10762  -0.0612   0.3632   1.0000
  12.500   0.9067   0.11336   0.10602  -0.0593   0.3415   1.0000
  12.750   1.0301   0.09285   0.08596  -0.0498   0.3154   1.0000
  13.000   1.2082   0.06493   0.05711  -0.0379   0.2361   1.0000
  13.250   1.2243   0.06642   0.05820  -0.0363   0.2057   1.0000
  13.500   1.2339   0.06903   0.06075  -0.0354   0.1853   1.0000
  13.750   1.2536   0.07105   0.06267  -0.0346   0.1674   1.0000
  14.000   1.2706   0.07359   0.06521  -0.0340   0.1543   1.0000
  14.250   1.2914   0.07616   0.06779  -0.0335   0.1437   1.0000
  14.500   1.3256   0.07823   0.06972  -0.0334   0.1329   1.0000
  14.750   1.3061   0.08323   0.07515  -0.0330   0.1310   1.0000
  15.000   1.2858   0.08868   0.08098  -0.0332   0.1292   1.0000
  15.250   1.2624   0.09474   0.08737  -0.0340   0.1280   1.0000
  15.500   1.2308   0.10209   0.09503  -0.0357   0.1280   1.0000
  15.750   1.1883   0.11155   0.10481  -0.0391   0.1295   1.0000
  16.000   1.1424   0.12286   0.11634  -0.0442   0.1315   1.0000
  16.250   1.1014   0.13510   0.12871  -0.0503   0.1331   1.0000
  16.500   0.9437   0.18269   0.17609  -0.0796   0.1613   1.0000
  16.750   0.9471   0.18906   0.18247  -0.0824   0.1619   1.0000
<< Back to NACA 64(3)-618 (naca643618-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 64(3)-618 (naca643618-il)