Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to NACA 65(4)-221 (naca654221-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 65(4)-221 (naca654221-il)