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(4)-221 (naca644221-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 64(4)-221 (naca644221-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 24.05 at α=11.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca644221-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-naca644221-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 64(4)-221                                  
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -16.500  -0.7175   0.10640   0.10059  -0.0537   1.0000   0.0867
 -16.250  -0.7575   0.09643   0.09046  -0.0586   1.0000   0.0858
 -16.000  -0.8020   0.08731   0.08112  -0.0628   1.0000   0.0849
 -15.750  -0.8412   0.07993   0.07349  -0.0657   1.0000   0.0843
 -15.500  -0.8730   0.07397   0.06728  -0.0674   1.0000   0.0840
 -15.250  -0.8986   0.06899   0.06204  -0.0683   1.0000   0.0840
 -15.000  -0.9176   0.06480   0.05762  -0.0686   1.0000   0.0842
 -14.750  -0.9338   0.06116   0.05372  -0.0685   1.0000   0.0848
 -14.500  -0.9457   0.05793   0.05024  -0.0680   1.0000   0.0854
 -14.250  -0.9576   0.05506   0.04709  -0.0672   1.0000   0.0862
 -14.000  -0.9693   0.05254   0.04427  -0.0660   1.0000   0.0870
 -13.750  -0.9329   0.05051   0.04239  -0.0668   1.0000   0.0899
 -13.500  -0.9176   0.04871   0.04054  -0.0665   1.0000   0.0921
 -13.250  -0.9053   0.04683   0.03850  -0.0660   1.0000   0.0943
 -13.000  -0.9005   0.04499   0.03644  -0.0652   1.0000   0.0965
 -12.750  -0.8655   0.04361   0.03521  -0.0656   1.0000   0.1007
 -12.500  -0.8470   0.04233   0.03392  -0.0652   1.0000   0.1047
 -12.250  -0.8357   0.04096   0.03236  -0.0644   1.0000   0.1082
 -12.000  -0.8006   0.04018   0.03187  -0.0645   1.0000   0.1146
 -11.750  -0.7930   0.03922   0.03085  -0.0630   1.0000   0.1197
 -11.500  -0.7789   0.03891   0.03076  -0.0608   1.0000   0.1257
 -11.250  -0.8015   0.03926   0.03117  -0.0547   1.0000   0.1273
 -11.000  -0.8000   0.03870   0.03056  -0.0528   0.9968   0.1334
 -10.750  -0.7593   0.03743   0.02946  -0.0560   0.9890   0.1488
 -10.500  -0.7229   0.03605   0.02844  -0.0591   0.9820   0.1702
 -10.250  -0.6963   0.03425   0.02695  -0.0619   0.9732   0.1991
 -10.000  -0.6784   0.03167   0.02481  -0.0651   0.9649   0.2431
  -9.750  -0.6690   0.02908   0.02287  -0.0674   0.9543   0.3088
  -9.500  -0.6343   0.03001   0.02444  -0.0677   0.9437   0.3893
  -9.250  -0.6154   0.02999   0.02435  -0.0682   0.9307   0.4294
  -9.000  -0.6183   0.02934   0.02358  -0.0662   0.9154   0.4536
  -8.750  -0.5696   0.03180   0.02592  -0.0665   0.9072   0.4722
  -8.500  -0.5932   0.03117   0.02518  -0.0607   0.8915   0.4877
  -8.250  -0.4403   0.03947   0.03330  -0.0669   0.8927   0.4892
  -8.000  -0.3597   0.04403   0.03766  -0.0675   0.8872   0.4906
  -7.750  -0.2986   0.04719   0.04069  -0.0673   0.8779   0.4947
  -7.500  -0.2901   0.04696   0.04035  -0.0651   0.8683   0.5090
  -7.250  -0.2328   0.04939   0.04267  -0.0651   0.8591   0.5145
  -7.000  -0.2245   0.04903   0.04221  -0.0630   0.8506   0.5281
  -6.750  -0.2362   0.04808   0.04122  -0.0601   0.8401   0.5439
  -6.500  -0.1706   0.04980   0.04280  -0.0613   0.8341   0.5475
  -6.250  -0.1333   0.05039   0.04328  -0.0610   0.8280   0.5558
  -6.000  -0.1211   0.05003   0.04289  -0.0598   0.8191   0.5671
  -5.750  -0.0901   0.05020   0.04295  -0.0594   0.8129   0.5762
  -5.500  -0.0769   0.04977   0.04246  -0.0581   0.8061   0.5865
  -5.250  -0.0462   0.04982   0.04246  -0.0582   0.7986   0.5949
  -5.000  -0.0415   0.04909   0.04166  -0.0562   0.7926   0.6052
  -4.750  -0.0029   0.04919   0.04167  -0.0568   0.7878   0.6128
  -4.500  -0.0201   0.04836   0.04086  -0.0537   0.7799   0.6232
  -4.250   0.0349   0.04852   0.04094  -0.0558   0.7754   0.6297
  -4.000   0.0411   0.04790   0.04026  -0.0540   0.7711   0.6373
  -3.750   0.0511   0.04752   0.03987  -0.0529   0.7656   0.6449
  -3.500   0.0871   0.04752   0.03986  -0.0542   0.7602   0.6512
  -3.250   0.0901   0.04697   0.03928  -0.0523   0.7552   0.6568
  -3.000   0.0739   0.04608   0.03834  -0.0481   0.7509   0.6630
  -2.750   0.1249   0.04612   0.03835  -0.0507   0.7471   0.6680
  -2.500   0.1372   0.04619   0.03845  -0.0501   0.7411   0.6722
  -2.250   0.1350   0.04594   0.03821  -0.0476   0.7364   0.6765
  -2.000   0.1133   0.04531   0.03756  -0.0427   0.7324   0.6795
  -1.750   0.1078   0.04477   0.03698  -0.0390   0.7297   0.6838
  -1.500   0.1272   0.04571   0.03799  -0.0391   0.7243   0.6868
  -1.250   0.0964   0.04648   0.03882  -0.0327   0.7175   0.6891
  -1.000   0.0713   0.04662   0.03897  -0.0266   0.7134   0.6927
  -0.750   0.0347   0.04605   0.03837  -0.0197   0.7104   0.6975
  -0.500  -0.1576   0.04692   0.03931   0.0039   0.7026   0.7042
  -0.250  -0.1647   0.04754   0.03994   0.0075   0.7002   0.7071
   0.000  -0.1612   0.04784   0.04023   0.0095   0.6976   0.7105
   0.250  -0.1563   0.04805   0.04041   0.0106   0.6962   0.7147
   0.500  -0.1358   0.04781   0.04011   0.0096   0.6935   0.7189
   0.750  -0.0962   0.04730   0.03949   0.0062   0.6906   0.7232
   1.000  -0.0764   0.04784   0.04005   0.0069   0.6881   0.7257
   1.250  -0.0867   0.04884   0.04107   0.0098   0.6868   0.7286
   1.500  -0.0901   0.04957   0.04181   0.0117   0.6848   0.7319
   1.750  -0.0816   0.05029   0.04252   0.0119   0.6846   0.7356
   2.000  -0.0718   0.05095   0.04315   0.0116   0.6838   0.7402
   2.250  -0.0613   0.05167   0.04386   0.0114   0.6831   0.7444
   2.500  -0.0495   0.05273   0.04496   0.0120   0.6848   0.7475
   2.750  -0.0345   0.05383   0.04609   0.0120   0.6862   0.7509
   3.000  -0.0126   0.05506   0.04734   0.0110   0.6876   0.7549
   3.250   0.0263   0.05436   0.04660   0.0100   0.6675   0.7597
   3.500   0.0410   0.05556   0.04780   0.0091   0.6678   0.7642
   3.750   0.0514   0.05685   0.04914   0.0098   0.6681   0.7679
   4.000   0.0759   0.05839   0.05074   0.0089   0.6691   0.7727
   4.250   0.0984   0.05766   0.05001   0.0097   0.6507   0.7786
   4.500   0.0976   0.05897   0.05133   0.0103   0.6473   0.7843
   4.750   0.1119   0.06053   0.05297   0.0106   0.6483   0.7886
   5.000   0.1294   0.06033   0.05281   0.0116   0.6332   0.7944
   5.250   0.0925   0.06376   0.05631   0.0128   0.6566   0.8002
   5.500   0.1743   0.06053   0.05306   0.0123   0.6031   0.8067
   5.750   0.2228   0.06013   0.05272   0.0114   0.5941   0.8133
   6.000   0.2204   0.06143   0.05405   0.0125   0.5831   0.8209
   6.250   0.2593   0.06120   0.05390   0.0124   0.5758   0.8278
   6.500   0.2612   0.06227   0.05503   0.0139   0.5643   0.8361
   6.750   0.2988   0.06200   0.05483   0.0138   0.5573   0.8449
   7.000   0.3005   0.06309   0.05599   0.0154   0.5459   0.8541
   7.250   0.3349   0.06276   0.05574   0.0156   0.5390   0.8639
   7.500   0.3405   0.06376   0.05681   0.0169   0.5275   0.8745
   7.750   0.3747   0.06316   0.05630   0.0175   0.5207   0.8856
   8.000   0.4268   0.06171   0.05494   0.0175   0.5176   0.8984
   8.250   0.4149   0.06337   0.05669   0.0194   0.5025   0.9130
   8.500   0.4691   0.06138   0.05483   0.0195   0.4995   0.9299
   8.750   0.4730   0.06287   0.05645   0.0193   0.4841   0.9486
   9.000   0.5019   0.06377   0.05749   0.0164   0.4700   0.9678
   9.250   0.5781   0.06078   0.05465   0.0128   0.4655   1.0000
  10.000   0.6726   0.05868   0.05273   0.0097   0.4336   1.0000
  10.250   0.7401   0.05418   0.04835   0.0090   0.4310   1.0000
  10.500   0.7614   0.05396   0.04819   0.0087   0.4174   1.0000
  10.750   0.8318   0.04819   0.04254   0.0088   0.4149   1.0000
  11.000   0.8632   0.04651   0.04092   0.0090   0.4007   1.0000
  11.250   0.9052   0.04374   0.03821   0.0093   0.3842   1.0000
  11.500   0.9457   0.04125   0.03564   0.0098   0.3575   1.0000
  11.750   0.9708   0.04036   0.03444   0.0108   0.3180   1.0000
  12.000   0.9776   0.04136   0.03499   0.0121   0.2781   1.0000
  12.250   0.9750   0.04351   0.03678   0.0133   0.2449   1.0000
  12.500   0.9717   0.04599   0.03901   0.0141   0.2170   1.0000
  12.750   0.9739   0.04804   0.04072   0.0149   0.1936   1.0000
  13.000   0.9775   0.05017   0.04268   0.0155   0.1739   1.0000
  13.250   0.9841   0.05207   0.04440   0.0160   0.1574   1.0000
  13.500   0.9932   0.05381   0.04600   0.0164   0.1434   1.0000
  13.750   1.0061   0.05530   0.04734   0.0169   0.1319   1.0000
  14.000   1.0239   0.05644   0.04828   0.0173   0.1218   1.0000
  14.250   1.0351   0.05823   0.05010   0.0175   0.1141   1.0000
  14.500   1.0533   0.05955   0.05138   0.0178   0.1071   1.0000
  14.750   1.0717   0.06081   0.05255   0.0180   0.1013   1.0000
  15.000   1.0888   0.06246   0.05425   0.0182   0.0962   1.0000
  15.250   1.1031   0.06421   0.05606   0.0183   0.0921   1.0000
  15.500   1.1301   0.06535   0.05709   0.0184   0.0878   1.0000
  15.750   1.1335   0.06806   0.06003   0.0183   0.0850   1.0000
  16.000   1.1445   0.07021   0.06228   0.0182   0.0823   1.0000
  16.250   1.1764   0.07141   0.06333   0.0182   0.0792   1.0000
  16.500   1.1662   0.07522   0.06747   0.0180   0.0780   1.0000
  16.750   1.1575   0.07915   0.07169   0.0175   0.0766   1.0000
  17.000   1.1506   0.08311   0.07588   0.0168   0.0754   1.0000
  17.250   1.1493   0.08656   0.07948   0.0161   0.0739   1.0000
  17.500   1.1584   0.08914   0.08208   0.0156   0.0723   1.0000
  17.750   1.1714   0.09202   0.08498   0.0152   0.0710   1.0000
  18.000   1.1482   0.09786   0.09112   0.0134   0.0708   1.0000
  18.250   1.1216   0.10444   0.09799   0.0109   0.0708   1.0000
  18.500   1.0930   0.11173   0.10556   0.0078   0.0709   1.0000
  18.750   1.0607   0.12008   0.11415   0.0037   0.0710   1.0000
<< Back to NACA 64(4)-221 (naca644221-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 64(4)-221 (naca644221-il)