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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(4)-421 a=0.5 (naca654421a05-il)