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=5


Details Polar file
Airfoil: NACA 65(4)-421 (naca654421-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 11.83 at α=13.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca654421-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-naca654421-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -15.250  -0.4831   0.10919   0.10134  -0.0811   1.0000   0.0697
 -15.000  -0.5195   0.09990   0.09198  -0.0855   1.0000   0.0693
 -14.750  -0.5576   0.09203   0.08401  -0.0887   1.0000   0.0690
 -14.500  -0.5904   0.08619   0.07806  -0.0901   1.0000   0.0687
 -14.250  -0.6221   0.08162   0.07338  -0.0900   1.0000   0.0686
 -14.000  -0.6511   0.07837   0.07004  -0.0885   1.0000   0.0684
 -13.750  -0.6828   0.07601   0.06759  -0.0856   1.0000   0.0684
 -13.500  -0.7115   0.07420   0.06570  -0.0820   1.0000   0.0683
 -13.250  -0.7223   0.07010   0.06128  -0.0837   0.9923   0.0689
 -13.000  -0.7245   0.06617   0.05695  -0.0859   0.9837   0.0697
 -12.750  -0.7090   0.06338   0.05398  -0.0879   0.9763   0.0710
 -12.500  -0.6835   0.06109   0.05155  -0.0902   0.9708   0.0725
 -12.250  -0.6608   0.05891   0.04917  -0.0917   0.9637   0.0741
 -12.000  -0.6293   0.05684   0.04684  -0.0938   0.9588   0.0759
 -11.750  -0.5943   0.05518   0.04489  -0.0956   0.9538   0.0780
 -11.500  -0.5548   0.05410   0.04367  -0.0972   0.9485   0.0810
 -11.250  -0.5147   0.05316   0.04270  -0.0993   0.9445   0.0855
 -11.000  -0.4745   0.05231   0.04160  -0.1011   0.9404   0.0902
 -10.750  -0.4453   0.05163   0.04101  -0.1016   0.9335   0.0942
 -10.500  -0.4152   0.05063   0.03992  -0.1030   0.9284   0.1007
 -10.250  -0.3928   0.04952   0.03886  -0.1039   0.9223   0.1075
 -10.000  -0.3754   0.04844   0.03779  -0.1039   0.9148   0.1168
  -9.750  -0.3568   0.04698   0.03639  -0.1049   0.9096   0.1302
  -9.500  -0.3525   0.04573   0.03530  -0.1036   0.9009   0.1457
  -9.250  -0.3477   0.04401   0.03384  -0.1031   0.8940   0.1716
  -9.000  -0.3497   0.04249   0.03263  -0.1014   0.8862   0.2071
  -8.750  -0.3533   0.04126   0.03184  -0.0989   0.8779   0.2561
  -8.500  -0.3183   0.04277   0.03413  -0.0972   0.8739   0.3577
  -8.250  -0.2946   0.04470   0.03611  -0.0944   0.8670   0.4111
  -8.000  -0.2899   0.04520   0.03653  -0.0914   0.8594   0.4495
  -7.750  -0.2804   0.04580   0.03698  -0.0891   0.8541   0.4853
  -7.500  -0.2719   0.04766   0.03877  -0.0847   0.8457   0.5076
  -7.250  -0.2470   0.04907   0.03998  -0.0828   0.8404   0.5270
  -7.000  -0.2228   0.04961   0.04031  -0.0820   0.8364   0.5434
  -6.750  -0.2291   0.04983   0.04046  -0.0776   0.8290   0.5577
  -6.500  -0.2077   0.05058   0.04105  -0.0760   0.8235   0.5693
  -6.250  -0.1775   0.05103   0.04130  -0.0758   0.8196   0.5804
  -6.000  -0.1639   0.05078   0.04090  -0.0743   0.8159   0.5940
  -5.750  -0.1526   0.05164   0.04167  -0.0714   0.8090   0.6018
  -5.500  -0.1594   0.05164   0.04161  -0.0670   0.8029   0.6130
  -5.250  -0.1260   0.05172   0.04151  -0.0678   0.7998   0.6207
  -5.000  -0.1176   0.05125   0.04091  -0.0658   0.7964   0.6312
  -4.750  -0.1243   0.05216   0.04182  -0.0605   0.7882   0.6375
  -4.500  -0.1502   0.05192   0.04156  -0.0535   0.7820   0.6487
  -4.250  -0.1062   0.05193   0.04139  -0.0560   0.7800   0.6535
  -3.750  -0.1546   0.05248   0.04195  -0.0416   0.7663   0.6697
  -3.500  -0.1300   0.05244   0.04179  -0.0415   0.7631   0.6748
  -3.250  -0.1415   0.05163   0.04088  -0.0370   0.7595   0.6847
  -3.000  -0.1746   0.05251   0.04184  -0.0281   0.7516   0.6897
  -2.750  -0.1698   0.05261   0.04187  -0.0252   0.7471   0.6949
  -2.500  -0.1825   0.05175   0.04093  -0.0206   0.7430   0.7040
  -2.250  -0.1543   0.05157   0.04064  -0.0212   0.7408   0.7076
  -2.000  -0.1766   0.05215   0.04124  -0.0145   0.7343   0.7126
  -1.750  -0.1849   0.05198   0.04103  -0.0103   0.7297   0.7187
  -1.500  -0.1852   0.05133   0.04029  -0.0076   0.7259   0.7254
  -1.250  -0.1585   0.05135   0.04022  -0.0078   0.7235   0.7284
  -1.000  -0.1391   0.05132   0.04010  -0.0073   0.7208   0.7321
  -0.750  -0.1625   0.05151   0.04030  -0.0014   0.7147   0.7381
  -0.500  -0.1616   0.05113   0.03984   0.0008   0.7106   0.7443
  -0.250  -0.1406   0.05124   0.03989   0.0012   0.7075   0.7470
   0.000  -0.1165   0.05127   0.03985   0.0011   0.7049   0.7502
   0.250  -0.0999   0.05136   0.03989   0.0018   0.7021   0.7544
   0.500  -0.1092   0.05161   0.04012   0.0052   0.6967   0.7601
   0.750  -0.0974   0.05165   0.04010   0.0060   0.6926   0.7642
   1.000  -0.0766   0.05185   0.04028   0.0063   0.6893   0.7672
   1.250  -0.0525   0.05204   0.04043   0.0062   0.6868   0.7708
   1.500  -0.0297   0.05223   0.04057   0.0059   0.6844   0.7749
   1.750  -0.0345   0.05273   0.04107   0.0084   0.6782   0.7801
   2.000  -0.0183   0.05302   0.04134   0.0086   0.6740   0.7837
   2.250   0.0034   0.05336   0.04167   0.0088   0.6708   0.7870
   2.500   0.0301   0.05362   0.04192   0.0082   0.6682   0.7908
   2.750   0.0381   0.05419   0.04249   0.0094   0.6631   0.7957
   3.000   0.0496   0.05471   0.04300   0.0098   0.6579   0.8006
   3.250   0.0701   0.05512   0.04343   0.0099   0.6540   0.8040
   3.500   0.0967   0.05545   0.04377   0.0095   0.6509   0.8076
   3.750   0.1112   0.05605   0.04439   0.0100   0.6462   0.8123
   4.000   0.1206   0.05677   0.04514   0.0106   0.6399   0.8176
   4.250   0.1427   0.05724   0.04564   0.0105   0.6357   0.8220
   4.500   0.1707   0.05757   0.04601   0.0100   0.6325   0.8263
   4.750   0.1766   0.05847   0.04695   0.0111   0.6258   0.8314
   5.000   0.1944   0.05913   0.04765   0.0109   0.6200   0.8367
   5.250   0.2202   0.05952   0.04810   0.0106   0.6160   0.8414
   5.500   0.2376   0.06017   0.04882   0.0110   0.6110   0.8469
   5.750   0.2468   0.06108   0.04978   0.0117   0.6032   0.8531
   6.000   0.2723   0.06149   0.05028   0.0113   0.5988   0.8586
   6.250   0.2911   0.06213   0.05099   0.0115   0.5934   0.8645
   6.500   0.3010   0.06307   0.05201   0.0121   0.5851   0.8712
   6.750   0.3280   0.06339   0.05243   0.0118   0.5807   0.8777
   7.250   0.3567   0.06495   0.05419   0.0126   0.5658   0.8930
   7.500   0.3894   0.06503   0.05437   0.0119   0.5619   0.9015
   7.750   0.3903   0.06638   0.05584   0.0130   0.5507   0.9105
   8.000   0.4224   0.06650   0.05609   0.0121   0.5460   0.9205
   8.250   0.4292   0.06782   0.05755   0.0123   0.5350   0.9310
   8.500   0.4645   0.06794   0.05783   0.0107   0.5296   0.9426
   8.750   0.4775   0.06936   0.05941   0.0097   0.5181   0.9554
   9.250   0.5277   0.07049   0.06084   0.0065   0.4997   1.0000
   9.500   0.5670   0.07011   0.06058   0.0049   0.4950   1.0000
   9.750   0.5739   0.07169   0.06226   0.0046   0.4816   1.0000
  10.000   0.5870   0.07294   0.06361   0.0040   0.4696   1.0000
  10.250   0.6238   0.07246   0.06325   0.0028   0.4634   1.0000
  10.500   0.6333   0.07396   0.06487   0.0025   0.4499   1.0000
  10.750   0.6476   0.07513   0.06614   0.0020   0.4375   1.0000
  11.000   0.6842   0.07427   0.06544   0.0013   0.4308   1.0000
  11.250   0.6949   0.07566   0.06696   0.0011   0.4167   1.0000
  11.750   0.7297   0.07705   0.06861   0.0008   0.3912   1.0000
  12.000   0.7652   0.07535   0.06710   0.0010   0.3820   1.0000
  12.500   0.8027   0.07536   0.06737   0.0017   0.3513   1.0000
  12.750   0.8365   0.07264   0.06471   0.0028   0.3303   1.0000
  13.000   0.8477   0.07332   0.06540   0.0033   0.3012   1.0000
  13.250   0.8654   0.07330   0.06526   0.0039   0.2689   1.0000
  13.500   0.8782   0.07423   0.06604   0.0043   0.2386   1.0000
  13.750   0.8854   0.07600   0.06761   0.0045   0.2087   1.0000
  14.000   0.8875   0.07856   0.06992   0.0045   0.1802   1.0000
  14.250   0.8868   0.08166   0.07284   0.0042   0.1554   1.0000
  14.500   0.8856   0.08496   0.07594   0.0038   0.1347   1.0000
  14.750   0.8854   0.08826   0.07910   0.0033   0.1185   1.0000
  15.000   0.8870   0.09138   0.08210   0.0028   0.1065   1.0000
  15.250   0.8902   0.09432   0.08492   0.0022   0.0976   1.0000
  15.500   0.8961   0.09700   0.08761   0.0017   0.0899   1.0000
  15.750   0.9035   0.09947   0.09007   0.0012   0.0841   1.0000
  16.000   0.9122   0.10175   0.09236   0.0007   0.0793   1.0000
  16.250   0.9222   0.10389   0.09451   0.0002   0.0754   1.0000
  16.500   0.9317   0.10624   0.09700  -0.0003   0.0717   1.0000
  16.750   0.9429   0.10816   0.09892  -0.0008   0.0688   1.0000
  17.000   0.9547   0.11022   0.10108  -0.0013   0.0665   1.0000
  17.250   0.9626   0.11300   0.10409  -0.0021   0.0644   1.0000
  17.500   0.9700   0.11577   0.10701  -0.0030   0.0624   1.0000
  17.750   0.9798   0.11804   0.10933  -0.0038   0.0606   1.0000
  18.000   0.9858   0.12107   0.11247  -0.0050   0.0592   1.0000
  18.250   0.9789   0.12648   0.11819  -0.0075   0.0581   1.0000
  18.500   0.9690   0.13255   0.12454  -0.0105   0.0573   1.0000
  18.750   0.9540   0.13986   0.13213  -0.0145   0.0568   1.0000
  19.000   0.9275   0.15003   0.14259  -0.0203   0.0567   1.0000
  19.250   0.8773   0.16753   0.16035  -0.0305   0.0572   1.0000
<< Back to NACA 65(4)-421 (naca654421-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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