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)-421 (naca654421-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 65(4)-421 (naca654421-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 14.27 at α=14.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca654421-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca654421-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 65(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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.750  -0.4724   0.12496   0.11835  -0.0526   1.0000   0.1773
 -12.500  -0.4719   0.12323   0.11663  -0.0501   1.0000   0.1736
 -12.250  -0.6924   0.09268   0.08609  -0.0639   1.0000   0.1438
 -12.000  -0.7204   0.08916   0.08256  -0.0618   1.0000   0.1427
 -11.750  -0.7554   0.08567   0.07904  -0.0594   1.0000   0.1414
 -11.500  -0.7952   0.08248   0.07579  -0.0562   1.0000   0.1401
 -11.250  -0.8387   0.07970   0.07291  -0.0521   1.0000   0.1387
 -11.000  -0.8814   0.07750   0.07061  -0.0470   1.0000   0.1377
 -10.750  -0.9215   0.07550   0.06848  -0.0414   1.0000   0.1367
 -10.500  -0.9541   0.07291   0.06568  -0.0366   1.0000   0.1355
 -10.250  -0.9806   0.07019   0.06267  -0.0321   1.0000   0.1345
 -10.000  -0.9997   0.06742   0.05959  -0.0282   1.0000   0.1339
  -9.750  -1.0095   0.06487   0.05676  -0.0249   1.0000   0.1340
  -9.500  -1.0139   0.06243   0.05403  -0.0221   1.0000   0.1344
  -9.250  -1.0135   0.06015   0.05150  -0.0196   1.0000   0.1353
  -9.000  -1.0099   0.05798   0.04908  -0.0173   1.0000   0.1365
  -8.750  -1.0033   0.05591   0.04673  -0.0153   1.0000   0.1377
  -8.500  -0.9939   0.05395   0.04450  -0.0135   1.0000   0.1391
  -8.250  -0.9817   0.05213   0.04239  -0.0118   1.0000   0.1406
  -8.000  -0.9676   0.05052   0.04047  -0.0103   1.0000   0.1424
  -7.750  -0.9522   0.04911   0.03879  -0.0088   1.0000   0.1448
  -7.500  -0.9268   0.04787   0.03775  -0.0084   1.0000   0.1498
  -7.250  -0.9058   0.04699   0.03681  -0.0074   1.0000   0.1559
  -7.000  -0.8783   0.04632   0.03618  -0.0067   1.0000   0.1632
  -6.750  -0.8501   0.04596   0.03592  -0.0058   1.0000   0.1737
  -6.500  -0.8299   0.04544   0.03562  -0.0041   1.0000   0.1872
  -6.250  -0.8210   0.04453   0.03491  -0.0014   1.0000   0.2038
  -6.000  -0.8212   0.04306   0.03374   0.0022   1.0000   0.2283
  -5.750  -0.8326   0.04053   0.03188   0.0065   1.0000   0.2707
  -5.500  -0.8488   0.04162   0.03533   0.0179   1.0000   0.5379
  -5.250  -0.8310   0.04803   0.04149   0.0272   1.0000   0.6073
  -5.000  -0.7858   0.05565   0.04885   0.0339   1.0000   0.6394
  -4.750  -0.0327   0.07699   0.06796  -0.0536   0.9607   0.9970
  -4.500  -0.0182   0.07628   0.06713  -0.0552   0.9592   1.0000
  -4.250  -0.0206   0.07607   0.06686  -0.0531   0.9597   1.0000
  -4.000  -0.0303   0.07610   0.06686  -0.0495   0.9628   1.0000
  -3.750  -0.0378   0.07618   0.06689  -0.0464   0.9671   1.0000
  -3.500  -0.0565   0.07643   0.06712  -0.0410   0.9747   1.0000
  -3.250  -0.0874   0.07693   0.06763  -0.0329   0.9871   1.0000
  -3.000  -0.1257   0.07769   0.06837  -0.0233   1.0000   1.0000
  -2.750  -0.1222   0.07731   0.06792  -0.0221   1.0000   1.0000
  -2.500  -0.2295   0.07546   0.06627   0.0013   1.0000   0.9528
  -2.250  -0.2481   0.07461   0.06538   0.0066   1.0000   0.9420
  -2.000  -0.2645   0.07390   0.06462   0.0115   1.0000   0.9361
  -1.750  -0.2693   0.07326   0.06391   0.0144   1.0000   0.9342
  -1.500  -0.2691   0.07265   0.06323   0.0164   1.0000   0.9340
  -1.250  -0.2697   0.07210   0.06261   0.0187   1.0000   0.9346
  -1.000  -0.2701   0.07154   0.06199   0.0209   1.0000   0.9350
  -0.750  -0.2587   0.07112   0.06149   0.0210   1.0000   0.9372
  -0.500  -0.2539   0.07067   0.06099   0.0223   1.0000   0.9384
  -0.250  -0.2491   0.07028   0.06053   0.0237   1.0000   0.9398
   0.000  -0.2448   0.06991   0.06011   0.0251   1.0000   0.9414
   0.250  -0.2419   0.06954   0.05968   0.0269   1.0000   0.9428
   0.500  -0.2394   0.06918   0.05927   0.0287   1.0000   0.9445
   0.750  -0.2384   0.06882   0.05886   0.0309   1.0000   0.9464
   1.000  -0.2395   0.06840   0.05840   0.0334   1.0000   0.9480
   1.250  -0.2233   0.06842   0.05838   0.0327   1.0000   0.9507
   1.500  -0.2129   0.06836   0.05829   0.0330   1.0000   0.9533
   1.750  -0.1923   0.06880   0.05868   0.0312   0.9959   0.9557
   2.000  -0.1671   0.06956   0.05941   0.0285   0.9877   0.9585
   2.250  -0.1387   0.07058   0.06039   0.0252   0.9797   0.9617
   2.500  -0.1024   0.07213   0.06192   0.0203   0.9704   0.9647
   2.750  -0.0808   0.07240   0.06219   0.0184   0.9597   0.9671
   3.000  -0.0622   0.07297   0.06275   0.0172   0.9510   0.9702
   3.250  -0.0266   0.07484   0.06461   0.0126   0.9423   0.9739
   3.500  -0.0069   0.07496   0.06476   0.0111   0.9314   0.9768
   3.750   0.0229   0.07691   0.06671   0.0076   0.9247   0.9806
   4.000   0.0405   0.07706   0.06689   0.0065   0.9126   0.9835
   4.250   0.0676   0.07848   0.06834   0.0034   0.9053   0.9871
   4.500   0.0972   0.07977   0.06967  -0.0001   0.8938   0.9912
   4.750   0.1172   0.08080   0.07075  -0.0020   0.8852   0.9951
   5.000   0.1516   0.08273   0.07273  -0.0064   0.8750   0.9995
   5.250   0.1540   0.08294   0.07296  -0.0048   0.8656   1.0000
   5.500   0.1708   0.08428   0.07433  -0.0054   0.8556   1.0000
   5.750   0.1660   0.08396   0.07403  -0.0026   0.8454   1.0000
   6.000   0.1840   0.08562   0.07572  -0.0033   0.8361   1.0000
   6.250   0.1748   0.08487   0.07500   0.0002   0.8253   1.0000
   6.500   0.1931   0.08678   0.07694  -0.0006   0.8165   1.0000
   6.750   0.1799   0.08559   0.07577   0.0035   0.8049   1.0000
   7.000   0.1986   0.08780   0.07800   0.0028   0.7969   1.0000
   7.250   0.1805   0.08598   0.07620   0.0076   0.7847   1.0000
   7.500   0.2012   0.08871   0.07895   0.0067   0.7775   1.0000
   7.750   0.1826   0.08645   0.07670   0.0113   0.7642   1.0000
   8.000   0.1973   0.08836   0.07864   0.0105   0.7566   1.0000
   8.250   0.2108   0.08923   0.07956   0.0098   0.7432   1.0000
   8.500   0.2193   0.09042   0.08081   0.0093   0.7326   1.0000
   8.750   0.2590   0.09440   0.08487   0.0048   0.7222   1.0000
   9.000   0.2594   0.09454   0.08507   0.0052   0.7088   1.0000
   9.250   0.2783   0.09707   0.08767   0.0031   0.6988   1.0000
   9.500   0.3163   0.10090   0.09160  -0.0009   0.6855   1.0000
   9.750   0.3178   0.10152   0.09228  -0.0009   0.6715   1.0000
  10.000   0.3313   0.10379   0.09465  -0.0024   0.6595   1.0000
  10.250   0.3628   0.10756   0.09851  -0.0057   0.6476   1.0000
  10.500   0.3928   0.11076   0.10182  -0.0084   0.6314   1.0000
  10.750   0.3922   0.11164   0.10278  -0.0084   0.6169   1.0000
  11.000   0.4016   0.11391   0.10513  -0.0095   0.6033   1.0000
  11.250   0.4180   0.11670   0.10801  -0.0112   0.5898   1.0000
  11.500   0.4373   0.11951   0.11092  -0.0129   0.5745   1.0000
  11.750   0.4809   0.12179   0.11333  -0.0148   0.5442   1.0000
  12.000   0.5377   0.11585   0.10750  -0.0122   0.4685   1.0000
  12.250   0.5854   0.11545   0.10727  -0.0127   0.4450   1.0000
  12.500   0.5959   0.11716   0.10908  -0.0130   0.4265   1.0000
  12.750   0.6121   0.11853   0.11058  -0.0133   0.4070   1.0000
  13.000   0.6457   0.11815   0.11037  -0.0131   0.3853   1.0000
  13.250   0.6878   0.11560   0.10801  -0.0117   0.3611   1.0000
  13.500   0.7676   0.10322   0.09595  -0.0062   0.3239   1.0000
  13.750   0.9655   0.06816   0.06001   0.0080   0.2183   1.0000
  14.000   0.9789   0.06958   0.06076   0.0096   0.1820   1.0000
  14.250   0.9921   0.07173   0.06286   0.0102   0.1618   1.0000
  14.500   1.0201   0.07291   0.06394   0.0107   0.1460   1.0000
  14.750   1.0553   0.07394   0.06486   0.0109   0.1345   1.0000
  15.000   1.0747   0.07629   0.06738   0.0109   0.1278   1.0000
  15.250   1.1054   0.07856   0.06969   0.0107   0.1221   1.0000
  15.500   1.0974   0.08286   0.07435   0.0108   0.1202   1.0000
  15.750   1.0862   0.08759   0.07940   0.0105   0.1186   1.0000
  16.000   1.0695   0.09294   0.08504   0.0099   0.1177   1.0000
  16.250   1.0417   0.09959   0.09200   0.0085   0.1176   1.0000
  16.500   0.9978   0.10879   0.10153   0.0056   0.1192   1.0000
  16.750   0.9489   0.12003   0.11301   0.0009   0.1215   1.0000
  17.000   0.9099   0.13149   0.12458  -0.0044   0.1233   1.0000
  17.250   0.7488   0.17628   0.16921  -0.0301   0.1488   1.0000
  17.500   0.7287   0.18844   0.18133  -0.0373   0.1711   1.0000
<< Back to NACA 65(4)-421 (naca654421-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 65(4)-421 (naca654421-il)