NACA 64(4)-221 (naca644221-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 64(4)-221 (naca644221-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 12.24 at α=13° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca644221-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-naca644221-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-16.000 -0.6533 0.10763 0.09928 -0.0512 1.0000 0.0840
-15.750 -0.7027 0.09552 0.08685 -0.0575 1.0000 0.0841
-15.500 -0.7305 0.08789 0.07893 -0.0610 1.0000 0.0850
-15.250 -0.7511 0.08177 0.07251 -0.0634 1.0000 0.0862
-15.000 -0.7544 0.07793 0.06851 -0.0644 1.0000 0.0878
-14.750 -0.7407 0.07620 0.06679 -0.0645 1.0000 0.0902
-14.500 -0.7355 0.07348 0.06397 -0.0650 1.0000 0.0928
-14.250 -0.7338 0.07036 0.06062 -0.0656 1.0000 0.0957
-14.000 -0.7227 0.06836 0.05857 -0.0657 1.0000 0.0991
-13.750 -0.7091 0.06679 0.05700 -0.0656 1.0000 0.1030
-13.500 -0.7002 0.06461 0.05464 -0.0657 1.0000 0.1074
-13.250 -0.6848 0.06332 0.05344 -0.0654 1.0000 0.1122
-13.000 -0.6734 0.06167 0.05174 -0.0652 1.0000 0.1179
-12.750 -0.6608 0.06020 0.05030 -0.0649 1.0000 0.1241
-12.500 -0.6504 0.05863 0.04874 -0.0646 1.0000 0.1317
-12.250 -0.6399 0.05720 0.04742 -0.0642 1.0000 0.1395
-12.000 -0.6312 0.05562 0.04585 -0.0638 1.0000 0.1492
-11.750 -0.6244 0.05414 0.04452 -0.0633 1.0000 0.1598
-11.500 -0.6195 0.05266 0.04322 -0.0625 1.0000 0.1717
-11.250 -0.6169 0.05126 0.04199 -0.0615 1.0000 0.1851
-11.000 -0.6185 0.04998 0.04092 -0.0599 1.0000 0.2000
-10.750 -0.6270 0.04908 0.04022 -0.0571 1.0000 0.2141
-10.500 -0.6327 0.04818 0.03956 -0.0548 0.9914 0.2316
-10.250 -0.6090 0.04718 0.03891 -0.0567 0.9773 0.2682
-10.000 -0.5685 0.04795 0.03995 -0.0584 0.9667 0.3113
-9.750 -0.5217 0.04958 0.04157 -0.0599 0.9555 0.3446
-9.500 -0.4839 0.05037 0.04221 -0.0616 0.9438 0.3699
-9.250 -0.4451 0.05146 0.04308 -0.0630 0.9327 0.3895
-9.000 -0.4109 0.05198 0.04340 -0.0644 0.9221 0.4085
-8.750 -0.3863 0.05218 0.04343 -0.0647 0.9092 0.4256
-8.500 -0.3632 0.05233 0.04339 -0.0646 0.8974 0.4414
-8.250 -0.3427 0.05219 0.04309 -0.0645 0.8870 0.4566
-8.000 -0.3347 0.05169 0.04245 -0.0632 0.8744 0.4717
-7.750 -0.2986 0.05257 0.04314 -0.0629 0.8656 0.4807
-7.500 -0.2851 0.05230 0.04275 -0.0616 0.8547 0.4926
-7.250 -0.2849 0.05134 0.04168 -0.0598 0.8447 0.5071
-6.750 -0.2466 0.05111 0.04118 -0.0577 0.8277 0.5260
-6.500 -0.2117 0.05160 0.04157 -0.0576 0.8191 0.5311
-6.250 -0.2181 0.05039 0.04025 -0.0551 0.8112 0.5443
-6.000 -0.1825 0.05075 0.04049 -0.0553 0.8038 0.5486
-5.750 -0.1622 0.05053 0.04018 -0.0546 0.7963 0.5558
-5.500 -0.1597 0.04958 0.03912 -0.0525 0.7901 0.5655
-5.250 -0.1331 0.04967 0.03913 -0.0523 0.7822 0.5703
-4.750 -0.1149 0.04833 0.03761 -0.0490 0.7699 0.5855
-4.500 -0.0919 0.04834 0.03758 -0.0488 0.7627 0.5901
-4.250 -0.0887 0.04780 0.03698 -0.0466 0.7562 0.5977
-4.000 -0.0859 0.04708 0.03618 -0.0443 0.7513 0.6044
-3.750 -0.0602 0.04701 0.03605 -0.0442 0.7462 0.6081
-3.500 -0.0528 0.04691 0.03593 -0.0422 0.7392 0.6136
-3.250 -0.0759 0.04589 0.03486 -0.0372 0.7331 0.6227
-3.000 -0.0441 0.04569 0.03457 -0.0376 0.7297 0.6256
-2.750 -0.0346 0.04590 0.03479 -0.0357 0.7229 0.6296
-2.500 -0.0366 0.04563 0.03449 -0.0328 0.7169 0.6356
-2.250 -0.0477 0.04476 0.03356 -0.0291 0.7123 0.6430
-2.000 -0.0191 0.04465 0.03339 -0.0292 0.7096 0.6458
-1.750 -0.0227 0.04513 0.03391 -0.0258 0.7029 0.6499
-1.500 -0.0294 0.04498 0.03374 -0.0222 0.6969 0.6559
-1.250 -0.0350 0.04417 0.03285 -0.0191 0.6925 0.6627
-1.000 -0.0073 0.04406 0.03271 -0.0191 0.6900 0.6652
-0.750 -0.0208 0.04483 0.03352 -0.0145 0.6828 0.6692
-0.500 -0.0253 0.04503 0.03373 -0.0112 0.6775 0.6741
-0.250 -0.0236 0.04456 0.03318 -0.0092 0.6737 0.6802
0.000 -0.0034 0.04429 0.03287 -0.0089 0.6711 0.6837
0.500 -0.0172 0.04566 0.03430 -0.0016 0.6591 0.6914
0.750 -0.0076 0.04575 0.03436 -0.0003 0.6553 0.6963
1.000 0.0113 0.04546 0.03400 -0.0004 0.6524 0.7017
1.250 0.0399 0.04544 0.03398 -0.0009 0.6503 0.7046
1.500 0.0145 0.04675 0.03534 0.0044 0.6422 0.7084
1.750 0.0265 0.04719 0.03578 0.0055 0.6378 0.7128
2.000 0.0478 0.04733 0.03591 0.0054 0.6345 0.7179
2.250 0.0748 0.04730 0.03585 0.0045 0.6318 0.7234
2.500 0.0767 0.04828 0.03688 0.0067 0.6264 0.7272
2.750 0.0815 0.04913 0.03777 0.0084 0.6205 0.7317
3.000 0.1013 0.04952 0.03817 0.0084 0.6166 0.7367
3.250 0.1286 0.04968 0.03831 0.0074 0.6136 0.7424
3.500 0.1584 0.04985 0.03853 0.0071 0.6112 0.7464
3.750 0.1445 0.05146 0.04021 0.0101 0.6025 0.7516
4.000 0.1632 0.05202 0.04079 0.0102 0.5980 0.7578
4.250 0.1908 0.05230 0.04110 0.0095 0.5945 0.7643
4.500 0.2201 0.05253 0.04139 0.0095 0.5919 0.7693
4.750 0.2078 0.05423 0.04317 0.0119 0.5824 0.7758
5.000 0.2315 0.05473 0.04370 0.0113 0.5777 0.7831
5.250 0.2595 0.05496 0.04402 0.0114 0.5744 0.7885
5.500 0.2576 0.05640 0.04553 0.0130 0.5659 0.7954
5.750 0.2773 0.05706 0.04624 0.0129 0.5600 0.8035
6.000 0.3040 0.05729 0.04659 0.0132 0.5562 0.8103
6.250 0.3060 0.05867 0.04803 0.0144 0.5474 0.8192
6.500 0.3239 0.05926 0.04873 0.0150 0.5410 0.8274
6.750 0.3537 0.05938 0.04895 0.0149 0.5371 0.8368
7.000 0.3510 0.06091 0.05059 0.0164 0.5264 0.8461
7.250 0.3753 0.06120 0.05098 0.0167 0.5208 0.8569
7.750 0.4014 0.06278 0.05281 0.0183 0.5044 0.8800
8.000 0.4348 0.06249 0.05265 0.0183 0.5002 0.8938
8.250 0.4338 0.06419 0.05449 0.0191 0.4875 0.9090
8.500 0.4719 0.06381 0.05428 0.0183 0.4824 0.9263
8.750 0.4819 0.06557 0.05621 0.0171 0.4691 0.9456
9.250 0.5353 0.06651 0.05741 0.0138 0.4494 1.0000
9.500 0.5465 0.06776 0.05871 0.0132 0.4370 1.0000
9.750 0.5833 0.06696 0.05800 0.0126 0.4300 1.0000
10.000 0.5910 0.06842 0.05952 0.0123 0.4158 1.0000
10.500 0.6233 0.06983 0.06107 0.0119 0.3901 1.0000
10.750 0.6572 0.06857 0.05992 0.0121 0.3808 1.0000
11.000 0.6702 0.06941 0.06084 0.0121 0.3662 1.0000
11.250 0.6860 0.06993 0.06144 0.0123 0.3519 1.0000
11.500 0.7062 0.06987 0.06146 0.0126 0.3386 1.0000
11.750 0.7402 0.06795 0.05963 0.0134 0.3276 1.0000
12.000 0.7653 0.06715 0.05889 0.0140 0.3125 1.0000
12.250 0.7857 0.06700 0.05875 0.0145 0.2945 1.0000
12.500 0.8012 0.06756 0.05929 0.0149 0.2743 1.0000
12.750 0.8191 0.06782 0.05947 0.0154 0.2531 1.0000
13.000 0.8357 0.06826 0.05973 0.0159 0.2321 1.0000
13.250 0.8478 0.06935 0.06062 0.0163 0.2126 1.0000
13.500 0.8551 0.07121 0.06230 0.0164 0.1951 1.0000
13.750 0.8610 0.07337 0.06432 0.0163 0.1798 1.0000
14.000 0.8656 0.07585 0.06675 0.0160 0.1660 1.0000
14.250 0.8701 0.07843 0.06931 0.0156 0.1538 1.0000
14.500 0.8759 0.08092 0.07176 0.0152 0.1433 1.0000
14.750 0.8839 0.08306 0.07380 0.0149 0.1345 1.0000
15.000 0.8892 0.08573 0.07650 0.0144 0.1259 1.0000
15.250 0.8960 0.08826 0.07906 0.0139 0.1189 1.0000
15.500 0.9044 0.09053 0.08131 0.0134 0.1125 1.0000
15.750 0.9095 0.09345 0.08432 0.0127 0.1068 1.0000
16.000 0.9167 0.09603 0.08695 0.0120 0.1019 1.0000
16.250 0.9247 0.09853 0.08947 0.0114 0.0976 1.0000
16.500 0.9240 0.10253 0.09368 0.0100 0.0937 1.0000
16.750 0.9334 0.10477 0.09592 0.0094 0.0901 1.0000
17.000 0.9331 0.10879 0.10009 0.0079 0.0873 1.0000
17.250 0.9209 0.11496 0.10655 0.0051 0.0850 1.0000
17.500 0.9122 0.12061 0.11237 0.0024 0.0827 1.0000
17.750 0.9239 0.12247 0.11419 0.0017 0.0802 1.0000
18.000 0.9022 0.13083 0.12278 -0.0027 0.0788 1.0000
18.250 0.8176 0.15470 0.14706 -0.0162 0.0781 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 64(4)-221 (naca644221-il)