NACA 11-H-09 AIRFOIL (n11h9-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 11-H-09 AIRFOIL (n11h9-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.48 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n11h9-il-50000.txt Download as CSV file: xf-n11h9-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 11-H-09 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.4091 0.12967 0.12392 0.0010 1.0000 0.0929
-10.250 -0.4067 0.12785 0.12217 -0.0028 1.0000 0.0952
-10.000 -0.4077 0.12679 0.12120 -0.0074 1.0000 0.0961
-9.750 -0.3866 0.11964 0.11407 -0.0073 1.0000 0.0992
-9.500 -0.3742 0.11564 0.11011 -0.0091 1.0000 0.1035
-9.250 -0.3691 0.11307 0.10760 -0.0127 1.0000 0.1077
-9.000 -0.3709 0.11185 0.10648 -0.0180 1.0000 0.1095
-8.750 -0.3546 0.10630 0.10098 -0.0186 1.0000 0.1130
-8.500 -0.3448 0.10290 0.09762 -0.0207 1.0000 0.1196
-8.250 -0.3471 0.10129 0.09611 -0.0247 1.0000 0.1222
-8.000 -0.3626 0.10107 0.09602 -0.0266 1.0000 0.1231
-7.750 -0.3833 0.10114 0.09618 -0.0245 1.0000 0.1233
-7.500 -0.4043 0.10117 0.09629 -0.0221 1.0000 0.1234
-7.250 -0.4235 0.10113 0.09628 -0.0203 1.0000 0.1236
-7.000 -0.4081 0.09493 0.09015 -0.0159 0.9996 0.1314
-6.750 -0.4005 0.09340 0.08854 -0.0245 0.9878 0.1373
-6.500 -0.3786 0.08764 0.08280 -0.0250 0.9820 0.1469
-6.250 -0.3660 0.08451 0.07960 -0.0305 0.9738 0.1551
-6.000 -0.3561 0.08271 0.07767 -0.0344 0.9659 0.1672
-5.750 -0.3352 0.07820 0.07316 -0.0367 0.9605 0.1812
-5.500 -0.3256 0.07489 0.06985 -0.0369 0.9542 0.1943
-5.250 0.0552 0.04816 0.04307 -0.0373 0.9831 1.0000
-5.000 0.0843 0.04541 0.04029 -0.0436 0.9746 1.0000
-4.750 0.1147 0.04277 0.03759 -0.0501 0.9669 1.0000
-4.500 0.1418 0.04056 0.03534 -0.0558 0.9598 0.9966
-4.250 -0.1266 0.05332 0.04860 -0.0157 0.9394 0.7287
-4.000 0.0316 0.04533 0.04034 -0.0347 0.9391 0.8672
-3.750 -0.2995 0.05780 0.05293 -0.0221 0.9208 0.4367
-3.500 -0.3038 0.05568 0.05091 -0.0160 0.9178 0.4817
-3.250 -0.3128 0.05408 0.04937 -0.0105 0.9148 0.5132
-3.000 -0.3144 0.05177 0.04719 -0.0040 0.9120 0.5532
-2.750 -0.3136 0.04989 0.04534 -0.0001 0.9098 0.5818
-2.500 -0.3125 0.04817 0.04357 0.0022 0.9081 0.6046
-2.250 -0.3036 0.04604 0.04149 0.0053 0.9060 0.6309
-2.000 -0.2951 0.04445 0.03975 0.0050 0.9049 0.6325
-1.750 -0.2756 0.04296 0.03804 0.0022 0.9040 0.6221
-1.500 -0.2376 0.04192 0.03654 -0.0052 0.9024 0.5812
-1.250 -0.1446 0.04368 0.03663 -0.0240 0.8985 0.3907
-1.000 -0.0874 0.04426 0.03610 -0.0291 0.8960 0.2660
-0.750 -0.0457 0.04475 0.03565 -0.0299 0.8939 0.1972
-0.500 -0.0247 0.04386 0.03449 -0.0289 0.8933 0.1742
-0.250 -0.0029 0.04355 0.03381 -0.0279 0.8932 0.1587
0.000 0.0195 0.04344 0.03329 -0.0269 0.8936 0.1506
0.250 0.0425 0.04294 0.03255 -0.0265 0.8937 0.1441
0.500 0.0444 0.04288 0.03222 -0.0231 0.9028 0.1391
0.750 0.0721 0.04276 0.03185 -0.0238 0.9044 0.1352
1.000 0.1078 0.04282 0.03160 -0.0260 0.9048 0.1357
1.250 0.1386 0.04294 0.03161 -0.0277 0.9068 0.1425
1.500 0.3119 0.04136 0.03226 -0.0532 0.8539 1.0000
1.750 0.3237 0.04248 0.03274 -0.0510 0.8542 1.0000
2.000 0.3356 0.04369 0.03356 -0.0497 0.8553 1.0000
2.250 0.0596 0.04036 0.02893 -0.0008 1.0000 0.1440
2.500 0.0827 0.04091 0.02933 -0.0010 1.0000 0.1502
2.750 0.1050 0.04151 0.02987 -0.0014 1.0000 0.1649
3.000 0.1927 0.04228 0.03244 -0.0148 1.0000 1.0000
3.250 0.2083 0.04348 0.03316 -0.0141 1.0000 1.0000
3.500 0.2230 0.04473 0.03415 -0.0139 1.0000 1.0000
3.750 0.2374 0.04605 0.03528 -0.0137 1.0000 1.0000
4.000 0.2951 0.04961 0.03860 -0.0228 0.9750 1.0000
4.250 0.3572 0.05343 0.04228 -0.0318 0.9346 1.0000
4.500 0.3972 0.05650 0.04528 -0.0360 0.9066 1.0000
4.750 0.4221 0.05862 0.04737 -0.0374 0.8830 1.0000
5.000 0.4388 0.06044 0.04917 -0.0375 0.8635 1.0000
5.250 0.4655 0.06297 0.05169 -0.0391 0.8451 1.0000
5.500 0.4895 0.06557 0.05430 -0.0403 0.8288 1.0000
5.750 0.4995 0.06698 0.05573 -0.0393 0.8103 1.0000
6.000 0.5193 0.06908 0.05788 -0.0397 0.7914 1.0000
6.250 0.5457 0.07174 0.06060 -0.0410 0.7732 1.0000
6.500 0.5665 0.07427 0.06318 -0.0415 0.7564 1.0000
6.750 0.5729 0.07569 0.06464 -0.0401 0.7375 1.0000
7.000 0.5913 0.07781 0.06685 -0.0402 0.7174 1.0000
7.250 0.6240 0.08102 0.07021 -0.0417 0.6977 1.0000
7.500 0.6281 0.08265 0.07189 -0.0403 0.6809 1.0000
7.750 0.6380 0.08442 0.07375 -0.0394 0.6604 1.0000
8.000 0.7477 0.07915 0.06883 -0.0355 0.5489 1.0000
8.250 0.7575 0.08081 0.07060 -0.0344 0.5323 1.0000
8.500 0.7726 0.08215 0.07207 -0.0332 0.5141 1.0000
8.750 0.8015 0.08272 0.07285 -0.0321 0.4955 1.0000
9.000 0.8221 0.08353 0.07390 -0.0307 0.4773 1.0000
9.250 0.8264 0.08541 0.07590 -0.0294 0.4596 1.0000
9.500 0.8484 0.08576 0.07646 -0.0278 0.4400 1.0000
9.750 0.8761 0.08513 0.07609 -0.0255 0.4190 1.0000
10.000 0.9343 0.07969 0.07119 -0.0209 0.3930 1.0000
10.250 0.9272 0.08254 0.07412 -0.0198 0.3724 1.0000
10.500 1.1183 0.04569 0.03666 0.0046 0.2002 1.0000
10.750 1.1197 0.04818 0.03855 0.0073 0.1666 1.0000
11.000 1.1465 0.05027 0.04044 0.0097 0.1382 1.0000
11.250 1.1764 0.05281 0.04313 0.0112 0.1225 1.0000
11.500 1.2076 0.05585 0.04625 0.0119 0.1111 1.0000
11.750 1.2116 0.05933 0.05018 0.0134 0.1082 1.0000
12.000 1.2126 0.06304 0.05425 0.0148 0.1058 1.0000
12.250 1.2086 0.06694 0.05846 0.0159 0.1045 1.0000
12.500 1.1977 0.07107 0.06287 0.0168 0.1039 1.0000
12.750 1.1777 0.07567 0.06774 0.0170 0.1041 1.0000
13.000 1.1493 0.08107 0.07340 0.0163 0.1050 1.0000
13.250 1.1170 0.08737 0.07991 0.0145 0.1065 1.0000
13.500 1.0832 0.09471 0.08740 0.0116 0.1082 1.0000
13.750 1.0518 0.10274 0.09552 0.0081 0.1099 1.0000
14.000 1.0248 0.11123 0.10405 0.0042 0.1114 1.0000
14.250 1.0044 0.11965 0.11248 0.0006 0.1124 1.0000
14.500 0.9266 0.14377 0.13634 -0.0149 0.1262 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 11-H-09 AIRFOIL (n11h9-il)