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)-421 (naca644421-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 64(4)-421 (naca644421-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.91 at α=11.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca644421-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca644421-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 64(4)-421                                  
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.000  -0.2911   0.13935   0.13180  -0.0421   1.0000   0.3324
 -12.750  -0.6728   0.07577   0.06825  -0.0784   1.0000   0.1604
 -12.500  -0.7097   0.07241   0.06491  -0.0759   1.0000   0.1598
 -12.250  -0.7489   0.07035   0.06287  -0.0715   1.0000   0.1591
 -12.000  -0.7897   0.06880   0.06133  -0.0664   1.0000   0.1584
 -11.750  -0.8294   0.06740   0.05991  -0.0612   1.0000   0.1576
 -11.500  -0.8694   0.06618   0.05865  -0.0555   1.0000   0.1568
 -11.250  -0.9066   0.06481   0.05720  -0.0499   1.0000   0.1563
 -11.000  -0.9367   0.06295   0.05518  -0.0452   1.0000   0.1563
 -10.750  -0.9607   0.06095   0.05299  -0.0409   1.0000   0.1566
 -10.500  -0.9793   0.05889   0.05070  -0.0371   1.0000   0.1575
 -10.250  -0.9938   0.05681   0.04832  -0.0336   1.0000   0.1588
 -10.000  -1.0056   0.05480   0.04594  -0.0302   1.0000   0.1604
  -9.750  -0.9896   0.05291   0.04422  -0.0292   1.0000   0.1647
  -9.500  -0.9826   0.05134   0.04257  -0.0273   1.0000   0.1687
  -9.250  -0.9799   0.04965   0.04064  -0.0251   1.0000   0.1730
  -9.000  -0.9732   0.04796   0.03875  -0.0232   1.0000   0.1778
  -8.750  -0.9414   0.04665   0.03752  -0.0247   0.9953   0.1880
  -8.500  -0.9018   0.04535   0.03632  -0.0270   0.9883   0.2017
  -8.250  -0.8640   0.04424   0.03534  -0.0291   0.9815   0.2207
  -8.000  -0.8402   0.04306   0.03425  -0.0293   0.9747   0.2432
  -7.750  -0.8152   0.04188   0.03355  -0.0297   0.9682   0.2784
  -7.500  -0.8087   0.04083   0.03323  -0.0271   0.9620   0.3210
  -7.250  -0.7771   0.04436   0.03791  -0.0232   0.9554   0.4148
  -7.000  -0.6675   0.05816   0.05153  -0.0198   0.9460   0.4805
  -6.750  -0.4048   0.07534   0.06780  -0.0310   0.9355   0.5381
  -6.500  -0.3864   0.07643   0.06876  -0.0286   0.9283   0.5626
  -6.250  -0.1290   0.08294   0.07470  -0.0435   0.9222   0.7215
  -6.000  -0.1008   0.08278   0.07441  -0.0445   0.9174   0.7702
  -5.750  -0.0614   0.08028   0.07179  -0.0478   0.9113   0.7998
  -5.500  -0.0516   0.08022   0.07164  -0.0472   0.9065   0.8280
  -5.250   0.0146   0.07665   0.06786  -0.0565   0.9023   0.8594
  -5.000   0.0145   0.07689   0.06807  -0.0541   0.8969   0.8822
  -4.750   0.0534   0.07450   0.06556  -0.0589   0.8911   0.9067
  -4.500   0.0988   0.07247   0.06340  -0.0652   0.8867   0.9352
  -4.250   0.1678   0.06965   0.06039  -0.0764   0.8834   0.9682
  -4.000   0.2158   0.06743   0.05808  -0.0843   0.8792   0.9940
  -3.750   0.2206   0.06748   0.05811  -0.0839   0.8753   1.0000
  -3.500  -0.5085   0.07545   0.06751   0.0344   1.0000   0.7489
  -3.250  -0.4143   0.07710   0.06891   0.0237   0.9923   0.7811
  -3.000  -0.4519   0.07525   0.06706   0.0323   1.0000   0.7838
  -2.750  -0.4810   0.07372   0.06549   0.0384   1.0000   0.7896
  -2.500  -0.4417   0.07366   0.06531   0.0352   1.0000   0.8034
  -2.250  -0.4640   0.07222   0.06381   0.0404   1.0000   0.8079
  -2.000  -0.4376   0.07183   0.06332   0.0387   1.0000   0.8171
  -1.750  -0.4419   0.07081   0.06223   0.0414   1.0000   0.8222
  -1.500  -0.4615   0.06931   0.06067   0.0464   1.0000   0.8255
  -1.250  -0.4998   0.06715   0.05848   0.0547   1.0000   0.8283
  -1.000  -0.4598   0.06733   0.05855   0.0505   1.0000   0.8343
  -0.750  -0.4647   0.06621   0.05736   0.0535   1.0000   0.8383
  -0.500  -0.4879   0.06439   0.05550   0.0595   1.0000   0.8416
  -0.250  -0.5132   0.06234   0.05339   0.0656   1.0000   0.8454
   0.000  -0.5075   0.06144   0.05243   0.0669   1.0000   0.8492
   0.250  -0.4957   0.06090   0.05181   0.0672   0.9999   0.8533
   0.500  -0.4733   0.06124   0.05206   0.0650   0.9933   0.8580
   0.750  -0.4633   0.06084   0.05157   0.0649   0.9848   0.8627
   1.000  -0.4413   0.06112   0.05178   0.0631   0.9772   0.8668
   1.250  -0.4084   0.06213   0.05271   0.0594   0.9682   0.8712
   1.500  -0.3935   0.06178   0.05231   0.0589   0.9590   0.8752
   1.750  -0.3771   0.06230   0.05274   0.0580   0.9518   0.8805
   2.000  -0.3574   0.06212   0.05253   0.0568   0.9410   0.8844
   2.250  -0.3323   0.06291   0.05327   0.0546   0.9339   0.8883
   2.500  -0.3116   0.06310   0.05341   0.0532   0.9235   0.8932
   2.750  -0.2956   0.06365   0.05392   0.0525   0.9172   0.8992
   3.000  -0.2696   0.06405   0.05430   0.0505   0.9058   0.9038
   3.250  -0.2437   0.06542   0.05564   0.0481   0.8998   0.9093
   3.500  -0.2326   0.06489   0.05509   0.0484   0.8887   0.9151
   3.750  -0.1890   0.06797   0.05816   0.0429   0.8824   0.9209
   4.000  -0.1829   0.06664   0.05684   0.0441   0.8711   0.9277
   4.250  -0.1402   0.06939   0.05959   0.0388   0.8640   0.9347
   4.500  -0.1288   0.06893   0.05915   0.0387   0.8542   0.9418
   4.750  -0.0843   0.07149   0.06174   0.0328   0.8455   0.9486
   5.000  -0.0640   0.07217   0.06246   0.0307   0.8373   0.9557
   5.250  -0.0199   0.07450   0.06484   0.0246   0.8267   0.9619
   5.500   0.0122   0.07652   0.06691   0.0202   0.8195   0.9694
   5.750   0.0554   0.07864   0.06911   0.0139   0.8072   0.9752
   6.000   0.0963   0.08164   0.07218   0.0077   0.8001   0.9828
   6.250   0.1319   0.08331   0.07394   0.0025   0.7867   0.9909
   6.500   0.1609   0.08590   0.07657  -0.0016   0.7799   1.0000
   6.750   0.1526   0.08468   0.07535   0.0016   0.7667   1.0000
   7.000   0.1597   0.08599   0.07664   0.0020   0.7605   1.0000
   7.250   0.1620   0.08540   0.07607   0.0027   0.7468   1.0000
   7.500   0.1869   0.08816   0.07884  -0.0004   0.7398   1.0000
   7.750   0.2030   0.08901   0.07973  -0.0020   0.7260   1.0000
   8.000   0.2219   0.09125   0.08200  -0.0045   0.7174   1.0000
   8.250   0.2519   0.09379   0.08459  -0.0081   0.7046   1.0000
   8.500   0.2617   0.09528   0.08612  -0.0094   0.6935   1.0000
   8.750   0.3064   0.09981   0.09071  -0.0146   0.6830   1.0000
   9.000   0.3061   0.10019   0.09113  -0.0146   0.6695   1.0000
   9.250   0.3357   0.10402   0.09501  -0.0181   0.6605   1.0000
   9.500   0.3570   0.10620   0.09725  -0.0202   0.6457   1.0000
   9.750   0.3627   0.10786   0.09896  -0.0210   0.6327   1.0000
  10.000   0.3972   0.11235   0.10351  -0.0245   0.6228   1.0000
  10.250   0.4152   0.11443   0.10565  -0.0259   0.6067   1.0000
  10.500   0.4158   0.11594   0.10721  -0.0264   0.5932   1.0000
  10.750   0.4332   0.11905   0.11040  -0.0281   0.5812   1.0000
  11.000   0.4671   0.12320   0.11462  -0.0307   0.5665   1.0000
  11.250   0.4947   0.12645   0.11795  -0.0324   0.5487   1.0000
  11.500   0.4894   0.12727   0.11883  -0.0324   0.5332   1.0000
  11.750   0.4940   0.12965   0.12127  -0.0333   0.5190   1.0000
<< Back to NACA 64(4)-421 (naca644421-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 64(4)-421 (naca644421-il)