NACA 64(4)-221 (naca644221-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 64(4)-221 (naca644221-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.4 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca644221-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca644221-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.750 -0.7054 0.08277 0.07496 -0.0638 1.0000 0.1628
-13.500 -0.7498 0.07494 0.06699 -0.0661 1.0000 0.1616
-13.250 -0.7892 0.06878 0.06063 -0.0670 1.0000 0.1609
-13.000 -0.8219 0.06395 0.05560 -0.0668 1.0000 0.1609
-12.750 -0.8484 0.06010 0.05153 -0.0656 1.0000 0.1616
-12.500 -0.8723 0.05703 0.04822 -0.0636 1.0000 0.1626
-12.250 -0.8368 0.05481 0.04616 -0.0641 1.0000 0.1705
-12.000 -0.8446 0.05253 0.04376 -0.0621 1.0000 0.1746
-11.750 -0.8646 0.05082 0.04190 -0.0582 1.0000 0.1770
-11.500 -0.8373 0.04919 0.04042 -0.0576 1.0000 0.1867
-11.250 -0.8550 0.04837 0.03955 -0.0528 1.0000 0.1904
-11.000 -0.8808 0.04778 0.03887 -0.0469 1.0000 0.1927
-10.750 -0.8549 0.04665 0.03792 -0.0460 1.0000 0.2064
-10.500 -0.8449 0.04584 0.03728 -0.0434 1.0000 0.2197
-10.250 -0.8627 0.04502 0.03639 -0.0386 1.0000 0.2267
-10.000 -0.8571 0.04426 0.03584 -0.0356 1.0000 0.2439
-9.750 -0.8602 0.04352 0.03533 -0.0318 1.0000 0.2615
-9.500 -0.8598 0.04303 0.03527 -0.0280 1.0000 0.2852
-9.250 -0.8703 0.04252 0.03513 -0.0232 1.0000 0.3096
-9.000 -0.8353 0.04637 0.03985 -0.0187 1.0000 0.3704
-8.750 -0.6568 0.06847 0.06166 -0.0143 1.0000 0.4204
-8.500 -0.6057 0.07489 0.06790 -0.0105 1.0000 0.4414
-8.250 -0.5972 0.07509 0.06797 -0.0098 0.9950 0.4689
-8.000 -0.4810 0.08137 0.07386 -0.0141 0.9866 0.5019
-7.750 -0.4033 0.08344 0.07566 -0.0183 0.9796 0.5358
-7.500 -0.3563 0.08382 0.07586 -0.0208 0.9718 0.5678
-7.250 -0.2597 0.08629 0.07810 -0.0253 0.9656 0.6385
-7.000 -0.1726 0.08621 0.07784 -0.0301 0.9592 0.7256
-6.750 -0.1162 0.08293 0.07436 -0.0376 0.9538 0.7530
-6.500 -0.0921 0.08128 0.07259 -0.0398 0.9459 0.7733
-6.250 -0.0557 0.07921 0.07038 -0.0444 0.9404 0.7956
-6.000 -0.0298 0.07762 0.06869 -0.0471 0.9340 0.8135
-5.750 -0.0038 0.07611 0.06708 -0.0498 0.9276 0.8316
-5.500 0.0381 0.07399 0.06483 -0.0555 0.9230 0.8512
-5.250 0.0526 0.07316 0.06395 -0.0558 0.9155 0.8668
-5.000 0.0842 0.07163 0.06232 -0.0595 0.9096 0.8847
-4.750 0.1304 0.06953 0.06010 -0.0659 0.9056 0.9033
-4.500 0.1376 0.06932 0.05988 -0.0649 0.8989 0.9199
-4.250 0.1605 0.06854 0.05904 -0.0670 0.8938 0.9388
-4.000 0.1990 0.06703 0.05745 -0.0722 0.8900 0.9568
-3.750 0.2650 0.06409 0.05441 -0.0828 0.8868 0.9754
-3.500 0.2751 0.06390 0.05422 -0.0831 0.8807 0.9930
-3.250 0.2961 0.06323 0.05353 -0.0853 0.8755 1.0000
-3.000 0.3053 0.06343 0.05370 -0.0850 0.8715 1.0000
-2.750 0.3199 0.06353 0.05378 -0.0856 0.8687 1.0000
-2.500 0.3012 0.06504 0.05531 -0.0803 0.8662 1.0000
-2.250 0.2795 0.06652 0.05682 -0.0746 0.8638 1.0000
-2.000 0.2663 0.06761 0.05793 -0.0704 0.8621 1.0000
-1.750 -0.3256 0.07485 0.06580 0.0341 1.0000 0.8574
-1.500 -0.3261 0.07377 0.06467 0.0357 1.0000 0.8543
-1.250 -0.3330 0.07269 0.06355 0.0383 1.0000 0.8514
-1.000 -0.3428 0.07160 0.06240 0.0416 1.0000 0.8494
-0.750 -0.3532 0.07047 0.06123 0.0450 1.0000 0.8483
-0.500 -0.3626 0.06936 0.06008 0.0484 1.0000 0.8482
-0.250 -0.3702 0.06830 0.05896 0.0516 1.0000 0.8491
0.000 -0.3795 0.06716 0.05779 0.0551 1.0000 0.8501
0.250 -0.3908 0.06594 0.05652 0.0590 1.0000 0.8519
0.500 -0.4087 0.06445 0.05499 0.0642 1.0000 0.8540
0.750 -0.4414 0.06229 0.05279 0.0720 1.0000 0.8567
1.000 -0.4589 0.06054 0.05099 0.0771 1.0000 0.8601
1.250 -0.4451 0.06015 0.05057 0.0769 1.0000 0.8632
1.500 -0.4363 0.05963 0.05002 0.0776 0.9996 0.8671
1.750 -0.4132 0.06015 0.05048 0.0751 0.9911 0.8715
2.000 -0.4000 0.06037 0.05063 0.0743 0.9807 0.8758
2.250 -0.3728 0.06079 0.05103 0.0715 0.9697 0.8796
2.500 -0.3426 0.06154 0.05177 0.0683 0.9586 0.8838
2.750 -0.3224 0.06199 0.05219 0.0669 0.9487 0.8890
3.000 -0.3059 0.06266 0.05282 0.0660 0.9385 0.8948
3.250 -0.2796 0.06292 0.05309 0.0636 0.9265 0.8985
3.500 -0.2550 0.06376 0.05393 0.0614 0.9174 0.9036
3.750 -0.2369 0.06443 0.05458 0.0606 0.9063 0.9112
4.000 -0.2104 0.06504 0.05522 0.0580 0.8959 0.9161
4.250 -0.1705 0.06762 0.05782 0.0532 0.8868 0.9231
4.500 -0.1586 0.06705 0.05728 0.0532 0.8745 0.9293
4.750 -0.1154 0.06986 0.06012 0.0474 0.8670 0.9353
5.000 -0.0979 0.06983 0.06014 0.0463 0.8537 0.9426
5.250 -0.0592 0.07200 0.06237 0.0409 0.8449 0.9480
5.500 -0.0208 0.07397 0.06441 0.0360 0.8323 0.9558
5.750 0.0139 0.07567 0.06620 0.0309 0.8208 0.9606
6.000 0.0688 0.07953 0.07015 0.0229 0.8105 0.9686
6.250 0.0933 0.08027 0.07098 0.0194 0.7963 0.9741
6.500 0.1361 0.08354 0.07436 0.0130 0.7873 0.9819
6.750 0.1774 0.08589 0.07683 0.0070 0.7717 0.9892
7.000 0.1985 0.08730 0.07834 0.0037 0.7582 0.9977
7.250 0.2310 0.09076 0.08184 0.0004 0.7492 1.0000
7.500 0.1994 0.08781 0.07887 0.0067 0.7353 1.0000
7.750 0.2016 0.08888 0.07992 0.0083 0.7276 1.0000
8.000 0.1919 0.08768 0.07869 0.0114 0.7126 1.0000
8.250 0.1938 0.08840 0.07942 0.0118 0.7013 1.0000
8.500 0.2392 0.09303 0.08410 0.0068 0.6891 1.0000
8.750 0.2355 0.09253 0.08362 0.0076 0.6734 1.0000
9.000 0.2469 0.09435 0.08548 0.0063 0.6597 1.0000
9.250 0.2769 0.09792 0.08910 0.0031 0.6475 1.0000
9.500 0.3150 0.10184 0.09309 -0.0003 0.6302 1.0000
9.750 0.3182 0.10252 0.09382 -0.0004 0.6132 1.0000
10.000 0.3274 0.10433 0.09567 -0.0012 0.5964 1.0000
10.250 0.3411 0.10666 0.09805 -0.0024 0.5794 1.0000
10.500 0.3599 0.10913 0.10059 -0.0037 0.5602 1.0000
10.750 0.3981 0.11217 0.10370 -0.0055 0.5347 1.0000
11.000 0.4965 0.10409 0.09568 -0.0018 0.4452 1.0000
11.250 0.5027 0.10571 0.09736 -0.0019 0.4257 1.0000
11.500 0.5166 0.10716 0.09888 -0.0020 0.4062 1.0000
11.750 0.5379 0.10815 0.09995 -0.0021 0.3868 1.0000
12.000 0.5688 0.10809 0.09999 -0.0017 0.3673 1.0000
12.250 0.6131 0.10585 0.09788 -0.0003 0.3477 1.0000
12.500 0.6542 0.10317 0.09531 0.0015 0.3290 1.0000
12.750 0.6680 0.10408 0.09630 0.0020 0.3112 1.0000
13.000 0.6879 0.10403 0.09633 0.0029 0.2939 1.0000
13.250 0.7144 0.10263 0.09501 0.0044 0.2765 1.0000
13.500 0.8163 0.08688 0.07941 0.0118 0.2537 1.0000
13.750 0.6724 0.11774 0.11011 -0.0006 0.2512 1.0000
14.000 0.6780 0.12090 0.11331 -0.0012 0.2388 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 64(4)-221 (naca644221-il)