NACA 65(4)-221 (naca654221-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 65(4)-221 (naca654221-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 21.31 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca654221-il-100000.txt Download as CSV file: xf-naca654221-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 65(4)-221
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-15.750 -0.6490 0.10046 0.09487 -0.0726 1.0000 0.0832
-15.500 -0.6684 0.09364 0.08798 -0.0752 1.0000 0.0823
-15.250 -0.6963 0.08674 0.08096 -0.0777 1.0000 0.0810
-15.000 -0.7319 0.08009 0.07413 -0.0796 1.0000 0.0801
-14.750 -0.7652 0.07440 0.06823 -0.0806 1.0000 0.0793
-14.500 -0.7967 0.06934 0.06292 -0.0807 1.0000 0.0781
-14.250 -0.8215 0.06532 0.05868 -0.0801 1.0000 0.0778
-14.000 -0.8425 0.06182 0.05496 -0.0789 1.0000 0.0775
-13.750 -0.8598 0.05902 0.05195 -0.0770 1.0000 0.0772
-13.500 -0.8786 0.05737 0.05020 -0.0736 1.0000 0.0774
-13.250 -0.9174 0.05734 0.05013 -0.0662 1.0000 0.0769
-13.000 -0.9525 0.05717 0.04988 -0.0594 1.0000 0.0767
-12.750 -0.9556 0.05509 0.04758 -0.0581 0.9964 0.0768
-12.500 -0.9334 0.05216 0.04435 -0.0604 0.9902 0.0774
-12.250 -0.9042 0.04936 0.04124 -0.0631 0.9848 0.0780
-12.000 -0.8667 0.04685 0.03846 -0.0662 0.9804 0.0790
-11.750 -0.8245 0.04471 0.03608 -0.0691 0.9757 0.0804
-11.500 -0.7777 0.04285 0.03397 -0.0727 0.9723 0.0826
-11.250 -0.7149 0.04138 0.03255 -0.0768 0.9709 0.0864
-11.000 -0.6674 0.04045 0.03166 -0.0795 0.9665 0.0906
-10.750 -0.6181 0.03966 0.03079 -0.0822 0.9629 0.0953
-10.500 -0.5666 0.03909 0.03047 -0.0851 0.9604 0.1028
-10.250 -0.5258 0.03814 0.02968 -0.0880 0.9574 0.1147
-10.000 -0.5033 0.03712 0.02884 -0.0885 0.9496 0.1316
-9.750 -0.4910 0.03489 0.02712 -0.0895 0.9439 0.1741
-9.500 -0.5104 0.03214 0.02504 -0.0871 0.9328 0.2482
-9.250 -0.5229 0.03057 0.02443 -0.0838 0.9239 0.3657
-9.000 -0.4791 0.03373 0.02796 -0.0823 0.9174 0.4602
-8.750 -0.4535 0.03457 0.02864 -0.0820 0.9116 0.4903
-8.250 -0.4046 0.03792 0.03172 -0.0784 0.8966 0.5218
-8.000 -0.3318 0.04315 0.03676 -0.0788 0.8937 0.5376
-7.750 -0.2283 0.04902 0.04240 -0.0816 0.8913 0.5441
-7.500 -0.2125 0.04941 0.04270 -0.0800 0.8843 0.5572
-7.250 -0.2021 0.04926 0.04244 -0.0784 0.8786 0.5719
-7.000 -0.1422 0.05053 0.04355 -0.0805 0.8752 0.5769
-6.750 -0.1389 0.05059 0.04356 -0.0780 0.8674 0.5908
-6.500 -0.0879 0.05128 0.04413 -0.0798 0.8636 0.5982
-6.250 -0.0677 0.05120 0.04394 -0.0790 0.8596 0.6109
-6.000 -0.0776 0.05134 0.04408 -0.0754 0.8529 0.6254
-5.750 -0.0161 0.05170 0.04432 -0.0787 0.8495 0.6316
-5.500 -0.0136 0.05152 0.04409 -0.0762 0.8444 0.6450
-5.250 0.0369 0.05140 0.04385 -0.0786 0.8415 0.6533
-5.000 0.0463 0.05157 0.04400 -0.0769 0.8363 0.6655
-4.750 0.0694 0.05174 0.04414 -0.0767 0.8314 0.6749
-4.500 0.1369 0.05461 0.04699 -0.0779 0.8291 0.7370
-4.250 0.0981 0.05170 0.04400 -0.0743 0.8240 0.6974
-4.000 0.1358 0.05199 0.04423 -0.0748 0.8216 0.7194
-3.750 0.2091 0.05363 0.04589 -0.0783 0.8186 0.7755
-3.500 0.2452 0.05217 0.04441 -0.0811 0.8139 0.7808
-3.250 0.2450 0.05327 0.04551 -0.0779 0.8094 0.7942
-3.000 0.2782 0.05182 0.04402 -0.0801 0.8067 0.7990
-2.750 0.3059 0.05132 0.04349 -0.0810 0.8043 0.8093
-2.500 0.3083 0.05173 0.04390 -0.0784 0.8004 0.8162
-2.250 -0.4966 0.05706 0.05018 0.0354 0.8853 0.7392
-2.000 -0.4681 0.05771 0.05077 0.0348 0.8844 0.7425
-1.750 -0.4519 0.05772 0.05072 0.0354 0.8817 0.7472
-1.500 -0.4798 0.05543 0.04832 0.0404 0.8777 0.7569
-1.250 -0.4590 0.05593 0.04878 0.0410 0.8753 0.7595
-1.000 -0.4540 0.05512 0.04794 0.0439 0.8666 0.7628
-0.750 -0.4336 0.05516 0.04791 0.0437 0.8622 0.7668
-0.500 -0.4103 0.05554 0.04819 0.0421 0.8590 0.7716
-0.250 -0.4338 0.05285 0.04544 0.0477 0.8504 0.7771
0.000 -0.4089 0.05323 0.04579 0.0473 0.8449 0.7797
0.250 -0.3777 0.05407 0.04656 0.0454 0.8416 0.7823
0.500 -0.3746 0.05354 0.04601 0.0477 0.8368 0.7860
0.750 -0.3621 0.05288 0.04529 0.0483 0.8277 0.7905
1.000 -0.3333 0.05313 0.04544 0.0454 0.8237 0.7947
1.250 -0.2976 0.05483 0.04711 0.0429 0.8211 0.7968
1.500 -0.3089 0.05298 0.04526 0.0480 0.8102 0.7999
1.750 -0.2792 0.05378 0.04604 0.0465 0.8054 0.8033
2.000 -0.2396 0.05563 0.04785 0.0431 0.8026 0.8067
2.250 -0.2501 0.05375 0.04595 0.0467 0.7919 0.8108
2.500 -0.2184 0.05443 0.04659 0.0441 0.7868 0.8143
2.750 -0.1799 0.05641 0.04857 0.0416 0.7838 0.8170
3.000 -0.1914 0.05501 0.04720 0.0462 0.7727 0.8208
3.250 -0.1590 0.05602 0.04821 0.0442 0.7673 0.8245
3.750 -0.1246 0.05666 0.04882 0.0432 0.7520 0.8323
4.000 -0.0890 0.05810 0.05029 0.0414 0.7473 0.8354
4.250 -0.0910 0.05792 0.05015 0.0441 0.7379 0.8395
4.500 -0.0593 0.05886 0.05110 0.0425 0.7303 0.8439
4.750 -0.0134 0.06128 0.05353 0.0384 0.7268 0.8483
5.000 -0.0215 0.06006 0.05236 0.0418 0.7129 0.8524
5.500 0.0170 0.06148 0.05385 0.0418 0.6948 0.8611
5.750 0.0588 0.06339 0.05579 0.0388 0.6893 0.8664
6.000 0.1027 0.06020 0.05262 0.0402 0.6412 0.8710
6.250 0.1272 0.06019 0.05266 0.0406 0.6265 0.8764
6.500 0.1893 0.05991 0.05243 0.0375 0.6188 0.8816
6.750 0.1856 0.06041 0.05299 0.0396 0.6050 0.8875
7.000 0.2047 0.06067 0.05332 0.0402 0.5937 0.8934
7.250 0.2418 0.06055 0.05326 0.0392 0.5859 0.9006
7.500 0.2504 0.06108 0.05387 0.0406 0.5737 0.9076
7.750 0.2942 0.06055 0.05343 0.0394 0.5677 0.9156
8.000 0.3024 0.06115 0.05412 0.0405 0.5545 0.9236
8.500 0.3644 0.06080 0.05398 0.0393 0.5359 0.9413
8.750 0.4251 0.05927 0.05260 0.0368 0.5324 0.9499
9.000 0.4443 0.06008 0.05355 0.0355 0.5179 0.9600
9.250 0.4771 0.06059 0.05422 0.0327 0.5044 0.9684
9.500 0.5516 0.05807 0.05191 0.0286 0.5003 0.9752
9.750 0.5916 0.05772 0.05175 0.0256 0.4861 0.9836
10.000 0.7159 0.04779 0.04207 0.0219 0.4821 0.9893
10.250 0.7541 0.04475 0.03915 0.0217 0.4679 1.0000
10.500 0.7558 0.04412 0.03855 0.0243 0.4532 1.0000
10.750 0.7846 0.04233 0.03685 0.0245 0.4363 1.0000
11.000 0.8054 0.04181 0.03637 0.0247 0.4109 1.0000
11.250 0.8428 0.03962 0.03399 0.0249 0.3659 1.0000
11.500 0.8531 0.04004 0.03387 0.0262 0.2950 1.0000
11.750 0.8400 0.04300 0.03623 0.0276 0.2286 1.0000
12.000 0.8209 0.04684 0.03944 0.0289 0.1702 1.0000
12.250 0.8137 0.04989 0.04202 0.0299 0.1320 1.0000
12.500 0.8186 0.05189 0.04372 0.0305 0.1136 1.0000
12.750 0.8318 0.05322 0.04488 0.0310 0.1019 1.0000
13.000 0.8504 0.05414 0.04569 0.0314 0.0935 1.0000
13.250 0.8749 0.05460 0.04592 0.0318 0.0872 1.0000
13.500 0.9002 0.05526 0.04664 0.0320 0.0828 1.0000
13.750 0.9326 0.05557 0.04678 0.0321 0.0788 1.0000
14.000 0.9659 0.05626 0.04749 0.0321 0.0754 1.0000
14.250 0.9890 0.05756 0.04890 0.0320 0.0728 1.0000
14.500 1.0157 0.05879 0.05015 0.0318 0.0704 1.0000
14.750 1.0739 0.05981 0.05101 0.0305 0.0681 1.0000
15.000 1.0850 0.06216 0.05363 0.0308 0.0675 1.0000
15.250 1.0925 0.06484 0.05658 0.0311 0.0669 1.0000
15.500 1.0959 0.06779 0.05980 0.0314 0.0665 1.0000
15.750 1.0939 0.07102 0.06331 0.0317 0.0661 1.0000
16.000 1.0863 0.07466 0.06724 0.0320 0.0657 1.0000
16.250 1.0767 0.07853 0.07137 0.0320 0.0655 1.0000
16.500 1.0629 0.08289 0.07600 0.0317 0.0655 1.0000
16.750 1.0437 0.08779 0.08117 0.0311 0.0654 1.0000
17.000 1.0237 0.09324 0.08688 0.0300 0.0659 1.0000
17.250 0.9962 0.09955 0.09344 0.0282 0.0660 1.0000
17.500 0.9681 0.10656 0.10070 0.0256 0.0664 1.0000
17.750 0.9426 0.11389 0.10821 0.0226 0.0671 1.0000
18.000 0.9157 0.12191 0.11640 0.0188 0.0676 1.0000
18.250 0.6913 0.19760 0.19251 -0.0183 0.1396 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(4)-221 (naca654221-il)