XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 65(4)-421 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.2756 0.01681 0.01087 -0.0622 0.6601 0.6637 0.500 0.3101 0.01817 0.01230 -0.0597 0.6510 0.6684 1.000 0.3550 0.01828 0.01246 -0.0586 0.6490 0.6731 1.500 0.3950 0.01848 0.01274 -0.0567 0.6457 0.6781 2.000 0.4264 0.01893 0.01324 -0.0533 0.6408 0.6842 2.500 0.4339 0.01967 0.01404 -0.0460 0.6337 0.6898 3.000 0.4405 0.02016 0.01454 -0.0383 0.6254 0.6942 3.500 0.4659 0.02083 0.01523 -0.0341 0.6193 0.6974 4.000 0.5182 0.02072 0.01511 -0.0346 0.6153 0.7041 4.500 0.6027 0.01995 0.01439 -0.0397 0.6120 0.7116 5.000 0.6586 0.02039 0.01491 -0.0405 0.6067 0.7180 6.000 0.4833 0.02939 0.02410 -0.0031 0.5662 0.7346 6.500 0.5597 0.02786 0.02264 -0.0054 0.5642 0.7410 7.000 0.6584 0.02528 0.02014 -0.0102 0.5633 0.7460 7.500 0.9436 0.01696 0.01182 -0.0410 0.5519 0.7483 8.000 0.9130 0.01782 0.01291 -0.0277 0.5426 0.7648 8.500 0.9019 0.01874 0.01400 -0.0180 0.5253 0.7773 9.000 0.9671 0.01767 0.01285 -0.0189 0.4992 0.7875 9.500 0.9394 0.01984 0.01519 -0.0084 0.4779 0.7975 10.000 0.9366 0.02101 0.01625 -0.0010 0.4240 0.8163 10.500 0.9062 0.02374 0.01869 0.0089 0.3600 0.8349 11.000 0.8727 0.02739 0.02209 0.0175 0.3049 0.8527 11.500 0.8378 0.03112 0.02575 0.0262 0.2563 0.8854 12.000 0.8109 0.03517 0.02962 0.0328 0.1999 0.9360 12.500 0.7995 0.04066 0.03474 0.0332 0.1253 1.0000 13.000 0.7800 0.04603 0.03954 0.0357 0.0621 1.0000 13.500 0.7781 0.05054 0.04401 0.0371 0.0449 1.0000 14.000 0.7952 0.05361 0.04719 0.0377 0.0409 1.0000 14.500 0.8086 0.05706 0.05076 0.0383 0.0369 1.0000 15.000 0.8175 0.06102 0.05480 0.0389 0.0332 1.0000 15.500 0.8240 0.06540 0.05930 0.0393 0.0303 1.0000 16.000 0.8375 0.06907 0.06311 0.0397 0.0274 1.0000 16.500 0.8565 0.07223 0.06655 0.0402 0.0253 1.0000 17.000 0.8748 0.07605 0.07066 0.0404 0.0240 1.0000 17.500 0.8821 0.08160 0.07654 0.0398 0.0235 1.0000 18.000 0.8809 0.08824 0.08349 0.0385 0.0234 1.0000 18.500 0.8686 0.09632 0.09186 0.0361 0.0235 1.0000 19.000 0.8543 0.10491 0.10073 0.0330 0.0237 1.0000 19.500 0.8319 0.11496 0.11105 0.0287 0.0239 1.0000 20.000 0.8053 0.12624 0.12258 0.0233 0.0243 1.0000 20.500 0.7701 0.13978 0.13638 0.0164 0.0249 1.0000 22.000 0.5991 0.21227 0.20906 -0.0101 0.0457 1.0000 22.500 0.6061 0.21835 0.21512 -0.0130 0.0455 1.0000 23.000 0.6136 0.22387 0.22062 -0.0158 0.0453 1.0000 24.000 0.6238 0.23116 0.22793 -0.0216 0.0399 1.0000 24.500 0.6312 0.23599 0.23275 -0.0244 0.0353 1.0000 25.000 0.6407 0.24053 0.23727 -0.0271 0.0322 1.0000 25.500 0.6515 0.24474 0.24149 -0.0296 0.0297 1.0000 26.000 0.6642 0.24846 0.24520 -0.0320 0.0276 1.0000 26.500 0.6795 0.25177 0.24851 -0.0343 0.0258 1.0000 27.000 0.6971 0.25510 0.25184 -0.0364 0.0241 1.0000