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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 64(4)-421 (naca644421-il)