Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to NACA 11-H-09 AIRFOIL (n11h9-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 11-H-09 AIRFOIL (n11h9-il)