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 a=0.5 (naca654421a05-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 65(4)-421 a=0.5 (naca654421a05-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 17.39 at α=13.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca654421a05-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-naca654421a05-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 65(4)-421 a=0.5                            
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.250  -0.1770   0.12922   0.12409  -0.0934   0.9321   0.1702
 -14.000  -0.2242   0.12570   0.12066  -0.0989   0.9259   0.1788
 -13.750  -0.3964   0.08314   0.07790  -0.1241   0.9288   0.1027
 -13.500  -0.3699   0.08055   0.07533  -0.1236   0.9217   0.1009
 -13.250  -0.4084   0.07311   0.06773  -0.1266   0.9159   0.0976
 -13.000  -0.5249   0.06412   0.05818  -0.1277   0.9062   0.0927
 -12.750  -0.5773   0.06238   0.05600  -0.1239   0.8975   0.0909
 -12.500  -0.5773   0.05919   0.05269  -0.1230   0.8912   0.0902
 -12.250  -0.5847   0.05669   0.05000  -0.1209   0.8855   0.0896
 -12.000  -0.5963   0.05485   0.04796  -0.1181   0.8790   0.0894
 -11.750  -0.6091   0.05337   0.04625  -0.1144   0.8722   0.0893
 -11.500  -0.6165   0.05175   0.04436  -0.1109   0.8672   0.0893
 -11.250  -0.6210   0.05040   0.04278  -0.1079   0.8613   0.0893
 -11.000  -0.6223   0.04904   0.04118  -0.1051   0.8558   0.0894
 -10.750  -0.6158   0.04737   0.03924  -0.1030   0.8519   0.0893
 -10.500  -0.6036   0.04568   0.03726  -0.1014   0.8489   0.0894
 -10.250  -0.6011   0.04492   0.03631  -0.0987   0.8434   0.0896
 -10.000  -0.5937   0.04404   0.03521  -0.0963   0.8382   0.0899
  -9.750  -0.5796   0.04300   0.03391  -0.0947   0.8344   0.0907
  -9.500  -0.5411   0.04092   0.03176  -0.0968   0.8322   0.0927
  -9.250  -0.5007   0.03943   0.03027  -0.0990   0.8305   0.0955
  -9.000  -0.4880   0.03926   0.03007  -0.0976   0.8263   0.0971
  -8.750  -0.4753   0.03911   0.02988  -0.0959   0.8221   0.0987
  -8.500  -0.4392   0.03828   0.02895  -0.0975   0.8190   0.1016
  -8.250  -0.3786   0.03685   0.02771  -0.1023   0.8173   0.1078
  -8.000  -0.3529   0.03637   0.02724  -0.1020   0.8145   0.1138
  -7.750  -0.3290   0.03575   0.02674  -0.1014   0.8124   0.1213
  -7.500  -0.3474   0.03662   0.02763  -0.0956   0.8084   0.1233
  -7.250  -0.4330   0.03916   0.02995  -0.0793   0.8025   0.1156
  -7.000  -0.4648   0.03981   0.03057  -0.0704   0.7991   0.1155
  -6.750  -0.4811   0.04008   0.03087  -0.0640   0.7976   0.1176
  -6.500  -0.7347   0.04538   0.03597  -0.0273   0.9164   0.0989
  -6.250  -0.7334   0.04416   0.03470  -0.0233   0.9094   0.1005
  -6.000  -0.7076   0.04403   0.03447  -0.0234   0.9043   0.1032
  -5.750  -0.6793   0.04398   0.03464  -0.0243   0.9013   0.1084
  -5.500  -0.6728   0.04351   0.03417  -0.0215   0.8983   0.1123
  -5.250  -0.6628   0.04277   0.03343  -0.0191   0.8905   0.1175
  -5.000  -0.6432   0.04257   0.03333  -0.0185   0.8868   0.1268
  -4.750  -0.6186   0.04278   0.03364  -0.0188   0.8841   0.1455
  -4.500  -0.6247   0.04106   0.03220  -0.0140   0.8767   0.1715
  -4.250  -0.6327   0.03823   0.03175  -0.0090   0.8715   0.5116
  -4.000  -0.6086   0.04008   0.03364  -0.0073   0.8678   0.6054
  -3.750  -0.5815   0.04246   0.03602  -0.0063   0.8657   0.6368
  -3.500  -0.5862   0.04147   0.03500  -0.0009   0.8570   0.6509
  -3.250  -0.5613   0.04287   0.03635   0.0002   0.8520   0.6706
  -3.000  -0.5303   0.04503   0.03843   0.0005   0.8491   0.6892
  -2.750  -0.5314   0.04482   0.03818   0.0051   0.8434   0.7042
  -2.500  -0.5182   0.04602   0.03942   0.0091   0.8367   0.7246
  -2.250  -0.4997   0.04837   0.04185   0.0138   0.8329   0.7484
  -2.000  -0.4738   0.05124   0.04472   0.0169   0.8305   0.7697
  -1.750  -0.4849   0.04994   0.04337   0.0224   0.8229   0.7830
  -1.500  -0.4662   0.05086   0.04426   0.0251   0.8172   0.7928
  -1.250  -0.4400   0.05141   0.04464   0.0238   0.8139   0.8020
  -1.000  -0.4069   0.05303   0.04617   0.0225   0.8118   0.8066
  -0.750  -0.4165   0.05158   0.04469   0.0274   0.8045   0.8125
  -0.500  -0.3946   0.05169   0.04469   0.0269   0.7983   0.8187
  -0.250  -0.3659   0.05247   0.04535   0.0255   0.7950   0.8237
   0.000  -0.3323   0.05413   0.04692   0.0238   0.7930   0.8282
   0.250  -0.3413   0.05271   0.04548   0.0279   0.7857   0.8340
   0.500  -0.3193   0.05293   0.04560   0.0272   0.7796   0.8403
   0.750  -0.2903   0.05394   0.04656   0.0264   0.7760   0.8449
   1.000  -0.2561   0.05569   0.04823   0.0243   0.7740   0.8499
   1.250  -0.2657   0.05434   0.04686   0.0282   0.7663   0.8567
   1.500  -0.2436   0.05479   0.04726   0.0281   0.7602   0.8625
   1.750  -0.2139   0.05596   0.04839   0.0269   0.7568   0.8686
   2.000  -0.1785   0.05796   0.05032   0.0245   0.7548   0.8752
   2.250  -0.1919   0.05639   0.04877   0.0291   0.7455   0.8821
   2.500  -0.1668   0.05717   0.04953   0.0285   0.7403   0.8894
   2.750  -0.1350   0.05863   0.05094   0.0268   0.7374   0.8974
   3.000  -0.0946   0.06127   0.05356   0.0239   0.7356   0.9049
   3.250  -0.1119   0.05918   0.05150   0.0284   0.7244   0.9151
   3.500  -0.0791   0.06048   0.05280   0.0263   0.7202   0.9238
   3.750  -0.0373   0.06277   0.05508   0.0228   0.7178   0.9324
   4.000  -0.0400   0.06223   0.05459   0.0244   0.7084   0.9437
   4.250   0.0011   0.06386   0.05623   0.0201   0.7029   0.9511
   4.500   0.0520   0.06643   0.05881   0.0146   0.6998   0.9593
   4.750   0.0639   0.06704   0.05949   0.0129   0.6905   0.9671
   5.000   0.1092   0.06895   0.06142   0.0076   0.6844   0.9738
   5.250   0.1685   0.07204   0.06453   0.0007   0.6812   0.9798
   5.500   0.1757   0.07253   0.06509  -0.0009   0.6698   0.9875
   5.750   0.2288   0.07495   0.06753  -0.0071   0.6647   0.9986
   6.000   0.2319   0.07558   0.06811  -0.0049   0.6617   1.0000
   6.250   0.2176   0.07439   0.06688  -0.0014   0.6489   1.0000
   6.500   0.2643   0.07680   0.06925  -0.0048   0.6452   1.0000
   6.750   0.2491   0.07657   0.06901  -0.0022   0.6326   1.0000
   7.000   0.2986   0.07878   0.07121  -0.0055   0.6278   1.0000
   7.250   0.2895   0.07903   0.07145  -0.0036   0.6147   1.0000
   7.500   0.3381   0.08117   0.07360  -0.0065   0.6093   1.0000
   7.750   0.3676   0.07770   0.07007  -0.0047   0.5697   1.0000
   8.000   0.4114   0.07770   0.07008  -0.0061   0.5610   1.0000
   8.250   0.4212   0.07849   0.07089  -0.0055   0.5477   1.0000
   8.500   0.4454   0.07908   0.07150  -0.0058   0.5377   1.0000
   8.750   0.4765   0.07934   0.07180  -0.0064   0.5297   1.0000
   9.000   0.4873   0.08048   0.07298  -0.0060   0.5184   1.0000
   9.250   0.5293   0.08018   0.07273  -0.0071   0.5127   1.0000
   9.500   0.5353   0.08151   0.07410  -0.0064   0.5005   1.0000
   9.750   0.5831   0.08059   0.07325  -0.0074   0.4962   1.0000
  10.000   0.5860   0.08217   0.07488  -0.0067   0.4834   1.0000
  10.250   0.6337   0.08083   0.07364  -0.0075   0.4799   1.0000
  10.500   0.6364   0.08243   0.07529  -0.0068   0.4667   1.0000
  10.750   0.6850   0.08055   0.07351  -0.0072   0.4637   1.0000
  11.000   0.6869   0.08228   0.07530  -0.0065   0.4501   1.0000
  11.250   0.7363   0.07984   0.07298  -0.0067   0.4474   1.0000
  11.500   0.7401   0.08135   0.07457  -0.0060   0.4337   1.0000
  11.750   0.7490   0.08251   0.07581  -0.0054   0.4208   1.0000
  12.000   0.7994   0.07908   0.07252  -0.0051   0.4174   1.0000
  12.250   0.8684   0.07231   0.06592  -0.0043   0.4155   1.0000
  12.500   0.8965   0.06962   0.06332  -0.0028   0.4018   1.0000
  12.750   0.9312   0.06640   0.06021  -0.0016   0.3890   1.0000
  13.000   0.9719   0.06324   0.05715  -0.0009   0.3773   1.0000
  13.250   1.0019   0.06162   0.05559  -0.0002   0.3592   1.0000
  13.500   1.0360   0.05957   0.05345   0.0006   0.3327   1.0000
  13.750   1.0445   0.06059   0.05432   0.0016   0.2983   1.0000
  14.000   1.0429   0.06281   0.05629   0.0027   0.2582   1.0000
  14.250   1.0315   0.06626   0.05937   0.0038   0.2130   1.0000
  14.500   1.0127   0.07078   0.06344   0.0047   0.1676   1.0000
  14.750   0.9970   0.07515   0.06738   0.0053   0.1321   1.0000
  15.000   0.9914   0.07849   0.07042   0.0059   0.1092   1.0000
  15.250   0.9953   0.08075   0.07248   0.0064   0.0961   1.0000
  15.500   1.0066   0.08209   0.07370   0.0070   0.0876   1.0000
  15.750   1.0249   0.08249   0.07387   0.0078   0.0809   1.0000
  16.000   1.0433   0.08323   0.07468   0.0083   0.0763   1.0000
  16.250   1.0731   0.08251   0.07369   0.0092   0.0717   1.0000
  16.500   1.0875   0.08401   0.07539   0.0094   0.0687   1.0000
  16.750   1.1070   0.08489   0.07630   0.0096   0.0660   1.0000
  17.000   1.1495   0.08371   0.07489   0.0103   0.0632   1.0000
  17.250   1.1614   0.08580   0.07724   0.0105   0.0621   1.0000
  17.500   1.1743   0.08791   0.07958   0.0106   0.0609   1.0000
  17.750   1.1846   0.09030   0.08217   0.0105   0.0601   1.0000
  18.000   1.1919   0.09302   0.08510   0.0104   0.0592   1.0000
  18.250   1.1994   0.09566   0.08787   0.0101   0.0581   1.0000
  18.500   1.2081   0.09818   0.09049   0.0098   0.0571   1.0000
  18.750   1.2195   0.10075   0.09314   0.0095   0.0562   1.0000
  19.000   1.2233   0.10437   0.09690   0.0089   0.0557   1.0000
  19.250   1.2136   0.10888   0.10166   0.0080   0.0557   1.0000
<< Back to NACA 65(4)-421 a=0.5 (naca654421a05-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 65(4)-421 a=0.5 (naca654421a05-il)