NACA 65(4)-221 (naca654221-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 65(4)-221 (naca654221-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 12.36 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca654221-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-naca654221-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-16.000 -0.5423 0.11954 0.11164 -0.0603 1.0000 0.0689
-15.750 -0.6469 0.09698 0.08862 -0.0726 1.0000 0.0662
-15.500 -0.6759 0.08979 0.08120 -0.0757 1.0000 0.0662
-15.250 -0.6929 0.08456 0.07579 -0.0774 1.0000 0.0664
-15.000 -0.7035 0.08030 0.07134 -0.0785 1.0000 0.0669
-14.750 -0.7102 0.07654 0.06740 -0.0792 1.0000 0.0675
-14.500 -0.7134 0.07321 0.06389 -0.0796 1.0000 0.0681
-14.250 -0.7126 0.07025 0.06075 -0.0797 1.0000 0.0689
-14.000 -0.7076 0.06764 0.05796 -0.0796 1.0000 0.0699
-13.750 -0.6987 0.06540 0.05553 -0.0794 1.0000 0.0710
-13.500 -0.6870 0.06345 0.05336 -0.0790 1.0000 0.0725
-13.250 -0.6702 0.06209 0.05188 -0.0785 1.0000 0.0743
-13.000 -0.6516 0.06130 0.05116 -0.0777 1.0000 0.0768
-12.750 -0.6379 0.06044 0.05027 -0.0767 1.0000 0.0796
-12.500 -0.6255 0.05986 0.04959 -0.0750 1.0000 0.0822
-12.250 -0.6181 0.05965 0.04936 -0.0725 1.0000 0.0846
-12.000 -0.6190 0.05962 0.04942 -0.0692 1.0000 0.0865
-11.750 -0.6009 0.05871 0.04850 -0.0693 0.9916 0.0908
-11.500 -0.5746 0.05737 0.04713 -0.0711 0.9834 0.0973
-11.250 -0.5515 0.05585 0.04558 -0.0729 0.9753 0.1056
-11.000 -0.5307 0.05403 0.04385 -0.0750 0.9685 0.1159
-10.750 -0.5141 0.05198 0.04191 -0.0768 0.9610 0.1321
-10.500 -0.5019 0.04969 0.03986 -0.0785 0.9537 0.1551
-10.250 -0.4946 0.04727 0.03776 -0.0797 0.9459 0.1921
-10.000 -0.4882 0.04532 0.03624 -0.0801 0.9375 0.2432
-9.750 -0.4648 0.04526 0.03673 -0.0799 0.9304 0.3153
-9.500 -0.4235 0.04767 0.03937 -0.0792 0.9233 0.3787
-9.250 -0.4041 0.04828 0.03988 -0.0785 0.9148 0.4207
-9.000 -0.3833 0.04964 0.04107 -0.0772 0.9066 0.4515
-8.500 -0.3290 0.05176 0.04277 -0.0759 0.8930 0.4896
-8.250 -0.3165 0.05195 0.04281 -0.0742 0.8843 0.5050
-8.000 -0.3003 0.05181 0.04247 -0.0734 0.8781 0.5202
-7.750 -0.2635 0.05288 0.04335 -0.0734 0.8718 0.5285
-7.500 -0.2493 0.05285 0.04318 -0.0720 0.8647 0.5411
-7.000 -0.2057 0.05312 0.04313 -0.0707 0.8534 0.5622
-6.750 -0.1991 0.05281 0.04271 -0.0687 0.8465 0.5740
-6.500 -0.1690 0.05284 0.04257 -0.0690 0.8422 0.5821
-6.250 -0.1621 0.05260 0.04223 -0.0670 0.8358 0.5921
-6.000 -0.1401 0.05269 0.04222 -0.0663 0.8300 0.5994
-5.750 -0.1331 0.05221 0.04164 -0.0645 0.8250 0.6093
-5.500 -0.0998 0.05205 0.04132 -0.0655 0.8219 0.6152
-5.250 -0.1153 0.05191 0.04117 -0.0608 0.8139 0.6259
-5.000 -0.0837 0.05192 0.04106 -0.0614 0.8095 0.6303
-4.750 -0.0646 0.05160 0.04063 -0.0608 0.8054 0.6370
-4.500 -0.0631 0.05120 0.04015 -0.0582 0.8009 0.6452
-4.250 -0.0480 0.05152 0.04044 -0.0567 0.7952 0.6496
-4.000 -0.0412 0.05142 0.04028 -0.0545 0.7901 0.6563
-3.750 -0.0409 0.05097 0.03977 -0.0515 0.7859 0.6635
-3.500 -0.0073 0.05067 0.03936 -0.0528 0.7834 0.6673
-3.250 -0.0220 0.05134 0.04006 -0.0473 0.7755 0.6731
-3.000 -0.0487 0.05117 0.03988 -0.0403 0.7697 0.6814
-2.750 -0.0168 0.05102 0.03966 -0.0414 0.7671 0.6844
-2.500 0.0089 0.05074 0.03929 -0.0417 0.7647 0.6884
-2.250 -0.0878 0.05136 0.04002 -0.0242 0.7530 0.6993
-2.000 -0.0606 0.05139 0.04000 -0.0246 0.7501 0.7019
-1.750 -0.0355 0.05129 0.03984 -0.0248 0.7477 0.7051
-1.250 -0.1190 0.05121 0.03978 -0.0060 0.7337 0.7195
-1.000 -0.0968 0.05124 0.03977 -0.0057 0.7308 0.7222
-0.750 -0.0754 0.05116 0.03964 -0.0054 0.7284 0.7256
-0.500 -0.1126 0.05117 0.03966 0.0031 0.7220 0.7325
-0.250 -0.1342 0.05065 0.03911 0.0090 0.7164 0.7387
0.000 -0.1146 0.05079 0.03921 0.0097 0.7131 0.7416
0.250 -0.0943 0.05082 0.03921 0.0101 0.7107 0.7451
0.500 -0.0727 0.05065 0.03900 0.0102 0.7085 0.7492
1.000 -0.0987 0.05064 0.03897 0.0194 0.6970 0.7597
1.250 -0.0788 0.05084 0.03916 0.0198 0.6940 0.7630
1.500 -0.0554 0.05089 0.03919 0.0198 0.6915 0.7669
1.750 -0.0576 0.05099 0.03927 0.0226 0.6863 0.7722
2.000 -0.0558 0.05108 0.03936 0.0247 0.6813 0.7770
2.250 -0.0372 0.05140 0.03969 0.0253 0.6775 0.7801
2.500 -0.0130 0.05162 0.03992 0.0252 0.6744 0.7838
2.750 0.0151 0.05174 0.04003 0.0245 0.6719 0.7880
3.000 0.0036 0.05219 0.04049 0.0279 0.6644 0.7940
3.250 0.0214 0.05253 0.04086 0.0283 0.6599 0.7975
3.500 0.0475 0.05281 0.04118 0.0280 0.6564 0.8010
3.750 0.0730 0.05311 0.04150 0.0276 0.6533 0.8053
4.000 0.0686 0.05373 0.04215 0.0301 0.6453 0.8115
4.250 0.0893 0.05407 0.04254 0.0302 0.6407 0.8159
4.500 0.1174 0.05437 0.04289 0.0297 0.6374 0.8197
4.750 0.1213 0.05508 0.04365 0.0314 0.6301 0.8248
5.000 0.1382 0.05553 0.04414 0.0316 0.6243 0.8306
5.250 0.1655 0.05582 0.04451 0.0312 0.6203 0.8351
5.500 0.1740 0.05653 0.04530 0.0325 0.6130 0.8405
5.750 0.1902 0.05708 0.04592 0.0329 0.6065 0.8466
6.000 0.2197 0.05730 0.04622 0.0322 0.6022 0.8519
6.500 0.2469 0.05856 0.04767 0.0336 0.5872 0.8642
6.750 0.2798 0.05866 0.04787 0.0328 0.5834 0.8703
7.000 0.2789 0.05973 0.04905 0.0346 0.5721 0.8775
7.250 0.3099 0.05982 0.04925 0.0340 0.5673 0.8851
7.500 0.3148 0.06081 0.05036 0.0352 0.5564 0.8924
7.750 0.3452 0.06085 0.05053 0.0346 0.5508 0.9007
8.000 0.3542 0.06180 0.05163 0.0352 0.5396 0.9090
8.250 0.3874 0.06170 0.05168 0.0344 0.5338 0.9184
8.500 0.3993 0.06273 0.05285 0.0343 0.5215 0.9281
8.750 0.4413 0.06232 0.05265 0.0325 0.5160 0.9375
9.000 0.4559 0.06342 0.05392 0.0317 0.5025 0.9483
9.250 0.4787 0.06427 0.05496 0.0300 0.4898 0.9592
9.500 0.5276 0.06344 0.05437 0.0273 0.4831 0.9705
9.750 0.5460 0.06422 0.05533 0.0258 0.4684 0.9912
10.000 0.5547 0.06494 0.05614 0.0262 0.4547 1.0000
10.250 0.5685 0.06538 0.05669 0.0265 0.4417 1.0000
10.500 0.6071 0.06373 0.05520 0.0263 0.4340 1.0000
11.000 0.6403 0.06401 0.05573 0.0268 0.4033 1.0000
11.250 0.6627 0.06329 0.05514 0.0273 0.3870 1.0000
11.500 0.6870 0.06191 0.05384 0.0282 0.3654 1.0000
11.750 0.7113 0.06045 0.05238 0.0292 0.3349 1.0000
12.000 0.7298 0.06010 0.05189 0.0300 0.2969 1.0000
12.250 0.7460 0.06038 0.05196 0.0307 0.2597 1.0000
12.500 0.7548 0.06166 0.05294 0.0313 0.2225 1.0000
12.750 0.7572 0.06386 0.05486 0.0315 0.1893 1.0000
13.000 0.7572 0.06653 0.05728 0.0316 0.1613 1.0000
13.250 0.7566 0.06940 0.05989 0.0315 0.1398 1.0000
13.500 0.7584 0.07217 0.06249 0.0314 0.1232 1.0000
13.750 0.7616 0.07483 0.06499 0.0311 0.1109 1.0000
14.000 0.7677 0.07726 0.06737 0.0309 0.1011 1.0000
14.250 0.7762 0.07944 0.06954 0.0307 0.0936 1.0000
14.500 0.7854 0.08147 0.07147 0.0305 0.0883 1.0000
14.750 0.7969 0.08342 0.07353 0.0304 0.0828 1.0000
15.000 0.8084 0.08527 0.07535 0.0301 0.0788 1.0000
15.250 0.8219 0.08701 0.07718 0.0300 0.0753 1.0000
15.500 0.8357 0.08884 0.07915 0.0299 0.0723 1.0000
15.750 0.8500 0.09054 0.08090 0.0297 0.0698 1.0000
16.000 0.8657 0.09211 0.08247 0.0296 0.0675 1.0000
16.250 0.8723 0.09512 0.08576 0.0289 0.0656 1.0000
16.500 0.8770 0.09834 0.08920 0.0280 0.0639 1.0000
16.750 0.8814 0.10154 0.09256 0.0270 0.0623 1.0000
17.000 0.8871 0.10461 0.09575 0.0260 0.0611 1.0000
17.250 0.8940 0.10755 0.09878 0.0250 0.0602 1.0000
17.500 0.8904 0.11215 0.10356 0.0232 0.0596 1.0000
17.750 0.8739 0.11892 0.11061 0.0200 0.0594 1.0000
18.000 0.8514 0.12709 0.11905 0.0158 0.0593 1.0000
18.250 0.8203 0.13769 0.12991 0.0098 0.0595 1.0000
18.500 0.7828 0.15109 0.14351 0.0021 0.0597 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(4)-221 (naca654221-il)