NACA 65(4)-221 (naca654221-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 65(4)-221 (naca654221-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.69 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca654221-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca654221-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 65(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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.250 -0.4425 0.12672 0.11924 -0.0563 1.0000 0.1642
-14.000 -0.4382 0.12178 0.11433 -0.0577 1.0000 0.1612
-13.750 -0.7043 0.08322 0.07558 -0.0782 1.0000 0.1348
-13.500 -0.7284 0.07847 0.07075 -0.0780 1.0000 0.1342
-13.250 -0.7530 0.07457 0.06677 -0.0769 1.0000 0.1335
-13.000 -0.7827 0.07172 0.06387 -0.0740 1.0000 0.1330
-12.750 -0.8148 0.07002 0.06214 -0.0694 1.0000 0.1324
-12.500 -0.8498 0.06895 0.06103 -0.0637 1.0000 0.1319
-12.250 -0.8843 0.06791 0.05992 -0.0579 1.0000 0.1314
-12.000 -0.9165 0.06686 0.05879 -0.0521 1.0000 0.1310
-11.750 -0.9474 0.06578 0.05761 -0.0462 1.0000 0.1306
-11.500 -0.9764 0.06470 0.05641 -0.0402 1.0000 0.1304
-11.250 -0.9984 0.06327 0.05480 -0.0349 1.0000 0.1303
-11.000 -1.0143 0.06160 0.05293 -0.0304 1.0000 0.1305
-10.750 -1.0244 0.05980 0.05090 -0.0264 1.0000 0.1309
-10.500 -1.0287 0.05796 0.04881 -0.0230 1.0000 0.1314
-10.250 -1.0289 0.05614 0.04671 -0.0200 1.0000 0.1324
-10.000 -1.0258 0.05442 0.04471 -0.0172 1.0000 0.1337
-9.750 -1.0040 0.05245 0.04261 -0.0167 1.0000 0.1367
-9.500 -0.9688 0.05093 0.04116 -0.0178 1.0000 0.1428
-9.250 -0.8689 0.04936 0.03968 -0.0256 1.0000 0.1581
-9.000 -0.8075 0.04926 0.03975 -0.0274 1.0000 0.1782
-8.750 -0.7874 0.04878 0.03950 -0.0254 1.0000 0.1991
-8.500 -0.7862 0.04780 0.03896 -0.0218 1.0000 0.2221
-8.250 -0.8005 0.04621 0.03783 -0.0170 1.0000 0.2523
-8.000 -0.8251 0.04432 0.03657 -0.0110 1.0000 0.2900
-7.250 -0.5899 0.07913 0.07191 0.0070 1.0000 0.5851
-7.000 -0.5169 0.08255 0.07497 0.0041 0.9960 0.6201
-6.750 -0.4590 0.08383 0.07596 0.0010 0.9921 0.6520
-6.500 -0.2890 0.08852 0.08019 -0.0105 0.9847 0.7922
-6.250 -0.2469 0.08633 0.07779 -0.0154 0.9811 0.8218
-6.000 -0.2338 0.08583 0.07716 -0.0156 0.9782 0.8491
-5.750 -0.1963 0.08339 0.07457 -0.0203 0.9747 0.8715
-5.500 -0.1611 0.08182 0.07282 -0.0247 0.9719 0.8981
-5.250 -0.1321 0.08033 0.07119 -0.0283 0.9697 0.9199
-5.000 -0.1006 0.07884 0.06957 -0.0322 0.9672 0.9445
-4.750 -0.0583 0.07681 0.06738 -0.0387 0.9639 0.9671
-4.500 0.0042 0.07443 0.06481 -0.0497 0.9603 0.9933
-4.250 0.0404 0.07301 0.06326 -0.0554 0.9574 1.0000
-4.000 0.0413 0.07288 0.06308 -0.0536 0.9558 1.0000
-3.750 0.0413 0.07285 0.06302 -0.0517 0.9554 1.0000
-3.500 0.0420 0.07281 0.06295 -0.0498 0.9547 1.0000
-3.250 0.0429 0.07281 0.06291 -0.0480 0.9542 1.0000
-3.000 0.0431 0.07288 0.06295 -0.0460 0.9547 1.0000
-2.750 0.0436 0.07309 0.06312 -0.0441 0.9567 1.0000
-2.500 0.0257 0.07342 0.06346 -0.0386 0.9619 1.0000
-2.250 0.0177 0.07371 0.06373 -0.0350 0.9665 1.0000
-2.000 -0.0067 0.07425 0.06427 -0.0281 0.9773 1.0000
-1.750 -0.0641 0.07545 0.06548 -0.0143 0.9985 1.0000
-1.500 -0.0654 0.07548 0.06548 -0.0118 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0609 0.07534 0.06530 -0.0105 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0826 0.07468 0.06465 -0.0037 1.0000 0.9921
-0.750 -0.1241 0.07371 0.06370 0.0069 1.0000 0.9744
-0.500 -0.1465 0.07298 0.06296 0.0134 1.0000 0.9632
-0.250 -0.1614 0.07240 0.06235 0.0184 1.0000 0.9560
0.000 -0.1650 0.07190 0.06182 0.0213 1.0000 0.9525
0.250 -0.1748 0.07137 0.06126 0.0253 1.0000 0.9487
0.500 -0.1822 0.07091 0.06077 0.0290 1.0000 0.9469
0.750 -0.1860 0.07049 0.06032 0.0320 1.0000 0.9459
1.000 -0.1854 0.07008 0.05989 0.0341 1.0000 0.9456
1.250 -0.1831 0.06978 0.05957 0.0360 1.0000 0.9464
1.500 -0.1743 0.06960 0.05937 0.0366 1.0000 0.9479
1.750 -0.1702 0.06936 0.05912 0.0380 1.0000 0.9488
2.000 -0.1627 0.06925 0.05900 0.0389 1.0000 0.9505
2.250 -0.1545 0.06923 0.05897 0.0396 1.0000 0.9530
2.500 -0.1489 0.06919 0.05892 0.0408 1.0000 0.9554
2.750 -0.1462 0.06907 0.05879 0.0425 1.0000 0.9575
3.000 -0.1140 0.07029 0.06003 0.0382 0.9928 0.9603
3.250 -0.0722 0.07197 0.06174 0.0320 0.9821 0.9635
3.500 -0.0380 0.07333 0.06313 0.0274 0.9702 0.9668
3.750 -0.0126 0.07427 0.06411 0.0246 0.9579 0.9696
4.000 0.0122 0.07507 0.06494 0.0221 0.9450 0.9722
4.250 0.0391 0.07597 0.06591 0.0190 0.9325 0.9751
4.500 0.0635 0.07708 0.06707 0.0164 0.9214 0.9786
4.750 0.1000 0.07960 0.06965 0.0116 0.9115 0.9829
5.000 0.1225 0.08001 0.07014 0.0093 0.8972 0.9860
5.250 0.1413 0.08089 0.07109 0.0077 0.8849 0.9894
5.500 0.1769 0.08362 0.07390 0.0030 0.8758 0.9934
5.750 0.2004 0.08443 0.07481 0.0005 0.8611 0.9972
6.000 0.2145 0.08532 0.07578 -0.0004 0.8483 1.0000
6.250 0.2342 0.08753 0.07805 -0.0018 0.8392 1.0000
6.500 0.2369 0.08750 0.07807 -0.0001 0.8241 1.0000
6.750 0.2337 0.08768 0.07829 0.0024 0.8119 1.0000
7.000 0.2569 0.09030 0.08098 0.0008 0.8019 1.0000
7.250 0.2503 0.08959 0.08032 0.0038 0.7868 1.0000
7.500 0.2454 0.08983 0.08059 0.0064 0.7748 1.0000
7.750 0.2692 0.09258 0.08341 0.0050 0.7642 1.0000
8.000 0.2548 0.09135 0.08221 0.0091 0.7493 1.0000
8.250 0.2465 0.09136 0.08224 0.0122 0.7369 1.0000
8.500 0.2624 0.09343 0.08436 0.0123 0.7264 1.0000
8.750 0.2503 0.09240 0.08335 0.0162 0.7111 1.0000
9.000 0.2367 0.09195 0.08289 0.0198 0.6986 1.0000
9.250 0.2466 0.09350 0.08447 0.0201 0.6873 1.0000
9.500 0.2711 0.09598 0.08704 0.0184 0.6713 1.0000
9.750 0.2918 0.09807 0.08919 0.0170 0.6538 1.0000
10.000 0.3083 0.09986 0.09107 0.0159 0.6358 1.0000
10.250 0.3215 0.10151 0.09279 0.0152 0.6176 1.0000
10.500 0.3284 0.10276 0.09412 0.0149 0.5977 1.0000
10.750 0.4103 0.09747 0.08896 0.0162 0.5088 1.0000
11.000 0.4545 0.09738 0.08903 0.0153 0.4847 1.0000
11.250 0.4761 0.09806 0.08982 0.0151 0.4629 1.0000
11.500 0.4973 0.09870 0.09058 0.0149 0.4409 1.0000
11.750 0.5562 0.09551 0.08762 0.0156 0.4159 1.0000
12.000 0.5811 0.09424 0.08651 0.0168 0.3896 1.0000
12.250 0.7994 0.05896 0.05176 0.0290 0.3263 1.0000
12.500 0.8278 0.05573 0.04728 0.0337 0.2354 1.0000
12.750 0.8355 0.05774 0.04875 0.0353 0.1961 1.0000
13.000 0.8662 0.05854 0.04906 0.0361 0.1686 1.0000
13.250 0.9015 0.05968 0.05014 0.0363 0.1517 1.0000
13.500 0.9518 0.06068 0.05097 0.0357 0.1386 1.0000
13.750 0.9660 0.06342 0.05406 0.0358 0.1336 1.0000
14.000 1.0216 0.06522 0.05567 0.0345 0.1251 1.0000
14.250 1.0136 0.06866 0.05950 0.0353 0.1236 1.0000
14.500 1.0044 0.07247 0.06365 0.0359 0.1222 1.0000
14.750 0.9905 0.07674 0.06823 0.0362 0.1212 1.0000
15.000 0.9716 0.08163 0.07341 0.0362 0.1210 1.0000
15.250 0.9441 0.08738 0.07945 0.0356 0.1213 1.0000
15.500 0.9100 0.09425 0.08657 0.0341 0.1221 1.0000
15.750 0.8721 0.10237 0.09491 0.0316 0.1233 1.0000
16.000 0.8347 0.11163 0.10432 0.0280 0.1246 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(4)-221 (naca654221-il)