NACA 65(1)-212 a=0.6 (naca651212a06-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 65(1)-212 a=0.6 (naca651212a06-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.38 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca651212a06-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca651212a06-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 65(1)-212 a=0.6
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.4949 0.14356 0.13638 -0.0102 1.0000 0.2185
-12.000 -0.4797 0.13863 0.13144 -0.0104 1.0000 0.2263
-11.750 -0.4989 0.13825 0.13117 -0.0129 1.0000 0.2348
-11.500 -0.4715 0.13229 0.12517 -0.0120 1.0000 0.2464
-11.250 -0.4646 0.12848 0.12138 -0.0126 1.0000 0.2559
-11.000 -0.4768 0.12680 0.11977 -0.0142 1.0000 0.2661
-10.750 -0.4723 0.12384 0.11683 -0.0144 1.0000 0.2799
-10.500 -0.4652 0.12044 0.11346 -0.0144 1.0000 0.2949
-10.250 -0.4643 0.11767 0.11074 -0.0144 1.0000 0.3104
-9.500 -0.4259 0.10611 0.09922 -0.0133 1.0000 0.3589
-9.250 -0.4162 0.10277 0.09590 -0.0130 1.0000 0.3749
-9.000 -0.4068 0.09946 0.09262 -0.0127 1.0000 0.3911
-8.750 -0.3974 0.09626 0.08942 -0.0123 1.0000 0.4081
-8.500 -0.3905 0.09341 0.08661 -0.0118 1.0000 0.4265
-8.000 -0.3769 0.08712 0.08042 -0.0113 1.0000 0.4533
-7.750 -0.4730 0.07799 0.07176 -0.0262 1.0000 0.3019
-7.500 -0.5374 0.07404 0.06811 -0.0271 1.0000 0.2771
-7.000 -0.6310 0.06475 0.05869 -0.0264 1.0000 0.2157
-6.750 -0.6672 0.05952 0.05254 -0.0258 1.0000 0.1751
-6.500 -0.6604 0.05483 0.04754 -0.0243 1.0000 0.1585
-6.250 -0.6581 0.05121 0.04322 -0.0222 1.0000 0.1447
-6.000 -0.6460 0.04751 0.03943 -0.0207 1.0000 0.1390
-5.750 -0.6367 0.04475 0.03570 -0.0184 1.0000 0.1299
-5.500 -0.6212 0.04173 0.03245 -0.0170 1.0000 0.1275
-5.250 -0.6048 0.03926 0.02960 -0.0155 1.0000 0.1259
-5.000 -0.5870 0.03722 0.02712 -0.0141 1.0000 0.1272
-4.750 -0.5672 0.03539 0.02486 -0.0127 1.0000 0.1288
-4.500 -0.5453 0.03367 0.02276 -0.0115 1.0000 0.1295
-4.250 -0.5224 0.03201 0.02085 -0.0104 1.0000 0.1312
-4.000 -0.4997 0.03049 0.01935 -0.0095 1.0000 0.1367
-3.750 -0.4774 0.02952 0.01817 -0.0082 1.0000 0.1449
-3.500 -0.4558 0.02832 0.01712 -0.0068 1.0000 0.1541
-3.250 -0.1219 0.02937 0.02057 -0.0333 1.0000 0.9972
-3.000 -0.1138 0.02908 0.02010 -0.0326 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1165 0.02888 0.01981 -0.0298 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1190 0.02867 0.01949 -0.0271 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1213 0.02844 0.01916 -0.0243 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1238 0.02819 0.01880 -0.0214 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1266 0.02791 0.01843 -0.0185 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1299 0.02759 0.01803 -0.0154 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1340 0.02724 0.01759 -0.0122 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1390 0.02683 0.01711 -0.0089 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1445 0.02638 0.01658 -0.0053 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1489 0.02594 0.01604 -0.0018 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1494 0.02563 0.01560 0.0011 1.0000 1.0000
0.000 -0.1449 0.02548 0.01530 0.0035 1.0000 1.0000
0.250 -0.1356 0.02551 0.01518 0.0051 1.0000 1.0000
0.500 -0.1231 0.02569 0.01521 0.0063 1.0000 1.0000
0.750 -0.1084 0.02596 0.01534 0.0071 1.0000 1.0000
1.000 -0.0924 0.02630 0.01556 0.0077 1.0000 1.0000
1.250 -0.0757 0.02671 0.01586 0.0082 1.0000 1.0000
1.500 -0.0585 0.02717 0.01622 0.0086 1.0000 1.0000
1.750 -0.0409 0.02768 0.01664 0.0089 1.0000 1.0000
2.000 -0.0231 0.02823 0.01713 0.0092 1.0000 1.0000
2.250 -0.0053 0.02883 0.01767 0.0094 1.0000 1.0000
2.500 0.0125 0.02947 0.01827 0.0095 1.0000 1.0000
2.750 0.0304 0.03015 0.01893 0.0097 1.0000 1.0000
3.000 0.0481 0.03088 0.01964 0.0098 1.0000 1.0000
3.250 0.0657 0.03165 0.02042 0.0098 1.0000 1.0000
3.500 0.0832 0.03247 0.02124 0.0098 1.0000 1.0000
3.750 0.1005 0.03333 0.02213 0.0098 1.0000 1.0000
4.000 0.1175 0.03426 0.02309 0.0098 1.0000 1.0000
4.250 0.1343 0.03523 0.02411 0.0097 1.0000 1.0000
4.500 0.1508 0.03627 0.02522 0.0095 1.0000 1.0000
4.750 0.1670 0.03737 0.02639 0.0093 1.0000 1.0000
5.000 0.1827 0.03854 0.02764 0.0091 1.0000 1.0000
5.250 0.1981 0.03978 0.02898 0.0088 1.0000 1.0000
5.500 0.2130 0.04111 0.03042 0.0084 1.0000 1.0000
5.750 0.2275 0.04253 0.03198 0.0080 1.0000 1.0000
6.000 0.4599 0.04856 0.03907 -0.0222 0.8022 1.0000
6.250 0.5043 0.04925 0.04012 -0.0240 0.7694 1.0000
6.500 0.7008 0.02761 0.01722 -0.0064 0.2213 1.0000
6.750 0.6995 0.02983 0.01883 -0.0026 0.1826 1.0000
7.000 0.7232 0.03174 0.02038 -0.0012 0.1554 1.0000
7.250 0.7847 0.03378 0.02239 -0.0040 0.1316 1.0000
7.500 0.8423 0.03653 0.02524 -0.0067 0.1211 1.0000
7.750 0.8798 0.03936 0.02804 -0.0078 0.1135 1.0000
8.000 0.9102 0.04258 0.03155 -0.0077 0.1118 1.0000
8.250 0.9336 0.04573 0.03511 -0.0068 0.1116 1.0000
8.500 0.9521 0.04900 0.03883 -0.0054 0.1116 1.0000
8.750 0.9648 0.05224 0.04252 -0.0036 0.1113 1.0000
9.000 0.9736 0.05565 0.04636 -0.0017 0.1111 1.0000
9.250 0.9833 0.05965 0.05066 -0.0001 0.1119 1.0000
9.500 0.9713 0.06257 0.05434 0.0037 0.1159 1.0000
9.750 0.9554 0.06677 0.05902 0.0066 0.1202 1.0000
10.000 0.9513 0.07140 0.06388 0.0081 0.1241 1.0000
10.250 0.9369 0.07552 0.06829 0.0100 0.1289 1.0000
10.500 0.8918 0.07931 0.07230 0.0125 0.1314 1.0000
10.750 0.8542 0.08478 0.07787 0.0119 0.1344 1.0000
11.000 0.8486 0.09099 0.08416 0.0107 0.1424 1.0000
11.250 0.7614 0.10566 0.09876 -0.0016 0.1595 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(1)-212 a=0.6 (naca651212a06-il)