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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 65(4)-421 a=0.5 (naca654421a05-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.7 at α=12.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca654421a05-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca654421a05-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750  -0.3613   0.14908   0.14296  -0.0373   0.9819   0.3388
 -11.500  -0.5422   0.11835   0.11243  -0.0553   0.9860   0.1783
 -11.250  -0.6016   0.10599   0.10011  -0.0591   0.9865   0.1627
 -11.000  -0.6209   0.10070   0.09478  -0.0596   0.9855   0.1592
 -10.750  -0.6554   0.09534   0.08941  -0.0591   0.9852   0.1562
 -10.500  -0.7311   0.08993   0.08395  -0.0550   0.9880   0.1518
 -10.250  -0.8125   0.08750   0.08147  -0.0461   0.9942   0.1498
 -10.000  -0.8795   0.08576   0.07966  -0.0363   1.0000   0.1486
  -9.750  -0.9550   0.08225   0.07554  -0.0284   1.0000   0.1455
  -9.500  -0.9549   0.07860   0.07181  -0.0265   1.0000   0.1442
  -9.250  -0.9637   0.07511   0.06813  -0.0237   1.0000   0.1431
  -9.000  -0.9727   0.07173   0.06447  -0.0208   1.0000   0.1420
  -8.750  -0.9788   0.06854   0.06096  -0.0180   1.0000   0.1412
  -8.500  -0.9817   0.06558   0.05765  -0.0153   1.0000   0.1412
  -8.250  -0.9809   0.06281   0.05453  -0.0128   1.0000   0.1413
  -8.000  -0.9768   0.06025   0.05159  -0.0106   1.0000   0.1417
  -7.750  -0.9699   0.05784   0.04881  -0.0086   1.0000   0.1423
  -7.500  -0.9596   0.05565   0.04626  -0.0068   1.0000   0.1428
  -7.250  -0.9468   0.05363   0.04388  -0.0052   1.0000   0.1435
  -7.000  -0.9322   0.05190   0.04179  -0.0037   1.0000   0.1445
  -6.750  -0.9161   0.05027   0.03990  -0.0024   1.0000   0.1463
  -6.500  -0.8972   0.04877   0.03846  -0.0017   1.0000   0.1500
  -6.250  -0.8788   0.04769   0.03730  -0.0007   1.0000   0.1543
  -6.000  -0.8592   0.04673   0.03616   0.0004   1.0000   0.1587
  -5.750  -0.8370   0.04580   0.03520   0.0012   1.0000   0.1637
  -5.500  -0.8157   0.04513   0.03469   0.0022   1.0000   0.1705
  -5.250  -0.7963   0.04456   0.03407   0.0035   1.0000   0.1801
  -5.000  -0.7795   0.04391   0.03355   0.0051   1.0000   0.1929
  -4.750  -0.7665   0.04301   0.03284   0.0072   1.0000   0.2099
  -4.500  -0.7590   0.04152   0.03176   0.0097   1.0000   0.2400
  -4.250  -0.7664   0.03825   0.03050   0.0145   1.0000   0.3911
  -4.000  -0.7730   0.04141   0.03456   0.0272   1.0000   0.6369
  -3.750  -0.7657   0.04394   0.03694   0.0345   1.0000   0.6839
  -3.500  -0.7519   0.04670   0.03961   0.0412   1.0000   0.7143
  -3.250  -0.7418   0.04810   0.04082   0.0462   1.0000   0.7417
  -3.000  -0.7138   0.05206   0.04468   0.0522   1.0000   0.7753
  -2.750  -0.4593   0.06772   0.05960   0.0267   1.0000   0.8680
  -2.500  -0.4256   0.06814   0.05982   0.0239   1.0000   0.8855
  -2.250  -0.4078   0.06804   0.05955   0.0235   1.0000   0.8987
  -2.000  -0.3869   0.06799   0.05934   0.0224   1.0000   0.9099
  -1.750  -0.3615   0.06799   0.05919   0.0203   1.0000   0.9190
  -1.500  -0.3534   0.06770   0.05878   0.0212   1.0000   0.9276
  -1.250  -0.3262   0.06780   0.05873   0.0186   1.0000   0.9349
  -1.000  -0.3150   0.06766   0.05848   0.0189   1.0000   0.9424
  -0.750  -0.2911   0.06778   0.05849   0.0167   1.0000   0.9486
  -0.500  -0.2752   0.06783   0.05842   0.0160   1.0000   0.9551
  -0.250  -0.2564   0.06797   0.05847   0.0147   1.0000   0.9607
   0.000  -0.2359   0.06822   0.05862   0.0131   1.0000   0.9663
   0.250  -0.2178   0.06852   0.05883   0.0119   1.0000   0.9721
   0.500  -0.1768   0.06972   0.05993   0.0060   0.9936   0.9766
   0.750  -0.1400   0.07084   0.06096   0.0009   0.9842   0.9812
   1.000  -0.1006   0.07192   0.06196  -0.0046   0.9740   0.9855
   1.250  -0.0662   0.07291   0.06288  -0.0090   0.9641   0.9902
   1.500  -0.0336   0.07417   0.06409  -0.0132   0.9566   0.9948
   1.750   0.0044   0.07557   0.06543  -0.0184   0.9475   1.0000
   2.000   0.0159   0.07568   0.06552  -0.0181   0.9363   1.0000
   2.250   0.0267   0.07611   0.06591  -0.0178   0.9276   1.0000
   2.500   0.0432   0.07697   0.06673  -0.0186   0.9179   1.0000
   2.750   0.0461   0.07664   0.06637  -0.0167   0.9075   1.0000
   3.000   0.0657   0.07839   0.06808  -0.0180   0.9006   1.0000
   3.250   0.0616   0.07723   0.06690  -0.0148   0.8894   1.0000
   3.500   0.0801   0.07920   0.06883  -0.0158   0.8833   1.0000
   3.750   0.0718   0.07760   0.06722  -0.0120   0.8717   1.0000
   4.000   0.0895   0.07973   0.06931  -0.0128   0.8660   1.0000
   4.250   0.0750   0.07757   0.06714  -0.0079   0.8546   1.0000
   4.500   0.0894   0.07937   0.06889  -0.0080   0.8484   1.0000
   4.750   0.0711   0.07704   0.06655  -0.0026   0.8372   1.0000
   5.000   0.0824   0.07845   0.06790  -0.0019   0.8306   1.0000
   5.250   0.0676   0.07656   0.06597   0.0028   0.8204   1.0000
   5.500   0.0884   0.07841   0.06775   0.0018   0.8130   1.0000
   5.750   0.0903   0.07838   0.06768   0.0034   0.8051   1.0000
   6.000   0.1119   0.08000   0.06927   0.0022   0.7961   1.0000
   6.250   0.1381   0.08310   0.07232   0.0001   0.7913   1.0000
   6.500   0.1414   0.08257   0.07178   0.0015   0.7796   1.0000
   6.750   0.1776   0.08655   0.07576  -0.0019   0.7738   1.0000
   7.000   0.1737   0.08574   0.07496   0.0003   0.7633   1.0000
   7.250   0.2052   0.08896   0.07817  -0.0023   0.7560   1.0000
   7.500   0.2074   0.08939   0.07862  -0.0012   0.7472   1.0000
   7.750   0.2341   0.09201   0.08126  -0.0031   0.7382   1.0000
   8.000   0.2425   0.09346   0.08274  -0.0029   0.7309   1.0000
   8.250   0.2637   0.09553   0.08484  -0.0041   0.7204   1.0000
   8.500   0.2767   0.09770   0.08706  -0.0046   0.7136   1.0000
   8.750   0.2943   0.09946   0.08886  -0.0054   0.7021   1.0000
   9.000   0.3068   0.10174   0.09119  -0.0059   0.6951   1.0000
   9.250   0.3254   0.10374   0.09324  -0.0068   0.6835   1.0000
   9.500   0.3331   0.10562   0.09519  -0.0069   0.6754   1.0000
   9.750   0.3582   0.10848   0.09812  -0.0086   0.6645   1.0000
  10.000   0.3594   0.10975   0.09945  -0.0081   0.6547   1.0000
  10.250   0.3951   0.11411   0.10391  -0.0108   0.6453   1.0000
  10.500   0.3885   0.11434   0.10419  -0.0097   0.6335   1.0000
  10.750   0.4132   0.11822   0.10817  -0.0115   0.6259   1.0000
  11.000   0.4221   0.11962   0.10964  -0.0117   0.6126   1.0000
  11.250   0.4257   0.12166   0.11176  -0.0119   0.6033   1.0000
  11.500   0.4607   0.12620   0.11642  -0.0143   0.5923   1.0000
  11.750   0.4551   0.12670   0.11699  -0.0137   0.5800   1.0000
  12.000   0.4637   0.12935   0.11973  -0.0144   0.5708   1.0000
  12.250   0.4929   0.13332   0.12381  -0.0163   0.5586   1.0000
  12.500   0.4942   0.13458   0.12516  -0.0163   0.5457   1.0000
  12.750   0.4979   0.13693   0.12759  -0.0169   0.5353   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)