NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 20.27 at α=14° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n1h15-il-100000.txt Download as CSV file: xf-n1h15-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 1-H-15 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.750 -0.1129 0.14434 0.13932 -0.1021 0.8706 0.0705
-13.500 -0.1195 0.14428 0.13928 -0.1064 0.8711 0.0721
-13.250 -0.1274 0.14410 0.13913 -0.1109 0.8718 0.0725
-13.000 -0.1095 0.13811 0.13314 -0.1113 0.8716 0.0734
-12.750 -0.0865 0.13336 0.12834 -0.1111 0.8713 0.0753
-12.500 -0.0758 0.13069 0.12567 -0.1123 0.8716 0.0774
-12.250 -0.0693 0.12846 0.12344 -0.1138 0.8717 0.0796
-12.000 -0.0657 0.12652 0.12150 -0.1154 0.8718 0.0820
-11.750 -0.0713 0.12566 0.12067 -0.1179 0.8734 0.0848
-11.500 -0.0870 0.12604 0.12111 -0.1207 0.8773 0.0859
-11.250 -0.1126 0.12710 0.12228 -0.1209 0.8896 0.0862
-11.000 -0.0923 0.12157 0.11674 -0.1199 0.8907 0.0878
-9.250 -0.3720 0.13347 0.12940 -0.0581 0.9472 0.0857
-9.000 -0.3883 0.13180 0.12774 -0.0637 0.9340 0.0862
-8.750 -0.3575 0.12552 0.12144 -0.0619 0.9315 0.0882
-8.500 -0.3339 0.12253 0.11840 -0.0622 0.9288 0.0916
-8.250 -0.3348 0.12009 0.11596 -0.0620 0.9177 0.0941
-8.000 -0.3419 0.11803 0.11391 -0.0618 0.9085 0.0959
-7.750 -0.3512 0.11578 0.11167 -0.0648 0.9035 0.0987
-7.250 -0.4062 0.11286 0.10874 -0.0608 0.8833 0.1003
-7.000 -0.4379 0.11164 0.10736 -0.0607 0.8745 0.1013
-6.750 -0.4398 0.10720 0.10288 -0.0608 0.8701 0.1024
-6.500 -0.4200 0.10366 0.09945 -0.0589 0.8689 0.1043
-6.250 -0.4311 0.10165 0.09744 -0.0545 0.8636 0.1056
-6.000 -0.4271 0.09928 0.09504 -0.0535 0.8589 0.1083
-5.750 -0.4168 0.09689 0.09251 -0.0555 0.8562 0.1138
-5.500 -0.4466 0.09561 0.09073 -0.0529 0.8471 0.1182
-5.250 -0.4332 0.09095 0.08633 -0.0516 0.8456 0.1204
-5.000 -0.4173 0.08904 0.08442 -0.0512 0.8440 0.1242
-4.750 -0.4298 0.08701 0.08235 -0.0466 0.8391 0.1281
-4.500 -0.4246 0.08426 0.07924 -0.0468 0.8341 0.1366
-4.250 -0.4087 0.08201 0.07704 -0.0461 0.8320 0.1405
-4.000 -0.3921 0.08083 0.07546 -0.0469 0.8303 0.1535
-3.750 -0.4046 0.07797 0.07265 -0.0416 0.8252 0.1549
-3.500 -0.3930 0.07607 0.07076 -0.0400 0.8217 0.1604
-3.250 -0.3766 0.07433 0.06879 -0.0398 0.8190 0.1734
-3.000 -0.3559 0.07333 0.06761 -0.0399 0.8173 0.1897
-2.750 -0.3579 0.07143 0.06573 -0.0361 0.8145 0.1948
-2.500 -0.3532 0.06967 0.06386 -0.0335 0.8096 0.2099
-2.250 -0.3393 0.06841 0.06255 -0.0320 0.8065 0.2296
-1.500 -0.3090 0.06653 0.06041 -0.0252 0.7994 0.3263
-1.250 -0.3051 0.06365 0.05768 -0.0220 0.7950 0.3469
-1.000 -0.2909 0.06287 0.05680 -0.0198 0.7919 0.3798
-0.750 -0.2011 0.05902 0.05020 -0.0250 0.7899 0.1139
-0.500 -0.1709 0.05867 0.04954 -0.0252 0.7882 0.1088
0.000 -0.1469 0.05778 0.04795 -0.0201 0.7815 0.1014
0.250 -0.1249 0.05701 0.04707 -0.0196 0.7779 0.0998
0.500 -0.0973 0.05700 0.04691 -0.0197 0.7751 0.0987
0.750 -0.0656 0.05760 0.04737 -0.0206 0.7732 0.0981
1.000 -0.0315 0.05886 0.04851 -0.0219 0.7720 0.0990
1.250 -0.0388 0.05735 0.04697 -0.0175 0.7674 0.0998
1.500 -0.0193 0.05741 0.04698 -0.0167 0.7627 0.1022
1.750 0.0075 0.05775 0.04744 -0.0172 0.7598 0.1067
2.000 0.0372 0.05880 0.04852 -0.0179 0.7579 0.1114
2.250 0.0696 0.06059 0.05024 -0.0191 0.7567 0.1178
2.500 0.0618 0.05905 0.04874 -0.0151 0.7509 0.1212
2.750 0.0899 0.05970 0.04942 -0.0164 0.7467 0.1418
3.000 0.2437 0.06300 0.05494 -0.0471 0.7469 1.0000
3.250 0.2681 0.06437 0.05618 -0.0473 0.7439 1.0000
3.500 0.2985 0.06652 0.05822 -0.0484 0.7419 1.0000
3.750 0.2921 0.06634 0.05800 -0.0448 0.7372 1.0000
4.000 0.3072 0.06709 0.05869 -0.0438 0.7317 1.0000
4.250 0.3328 0.06861 0.06014 -0.0442 0.7284 1.0000
4.500 0.3637 0.07099 0.06246 -0.0454 0.7266 1.0000
4.750 0.3523 0.07052 0.06199 -0.0415 0.7204 1.0000
5.000 0.3721 0.07162 0.06306 -0.0412 0.7153 1.0000
5.250 0.3994 0.07348 0.06488 -0.0420 0.7126 1.0000
5.500 0.4318 0.07634 0.06773 -0.0434 0.7112 1.0000
5.750 0.4142 0.07515 0.06656 -0.0390 0.7023 1.0000
6.000 0.4386 0.07675 0.06815 -0.0394 0.6988 1.0000
6.250 0.4705 0.07934 0.07074 -0.0407 0.6967 1.0000
6.500 0.4577 0.07903 0.07046 -0.0372 0.6889 1.0000
6.750 0.4807 0.08055 0.07200 -0.0375 0.6845 1.0000
7.000 0.5135 0.08313 0.07461 -0.0389 0.6820 1.0000
7.250 0.5013 0.08313 0.07464 -0.0357 0.6740 1.0000
7.500 0.5268 0.08476 0.07632 -0.0362 0.6692 1.0000
8.000 0.5471 0.08739 0.07905 -0.0347 0.6572 1.0000
8.250 0.5813 0.08962 0.08134 -0.0360 0.6531 1.0000
8.500 0.5744 0.09030 0.08208 -0.0338 0.6440 1.0000
8.750 0.6105 0.09226 0.08412 -0.0351 0.6386 1.0000
9.000 0.6087 0.09301 0.08494 -0.0334 0.6278 1.0000
9.250 0.6234 0.09426 0.08627 -0.0329 0.6176 1.0000
9.500 0.7046 0.08986 0.08199 -0.0336 0.5810 1.0000
9.750 0.7296 0.08797 0.08019 -0.0320 0.5573 1.0000
10.000 0.8381 0.07695 0.06935 -0.0314 0.5259 1.0000
10.250 0.8816 0.07309 0.06565 -0.0301 0.5121 1.0000
10.500 0.9175 0.07006 0.06282 -0.0287 0.4996 1.0000
10.750 0.9577 0.06581 0.05880 -0.0268 0.4828 1.0000
11.000 1.0191 0.05428 0.04586 -0.0204 0.2319 1.0000
11.250 0.9962 0.05834 0.04912 -0.0172 0.1607 1.0000
11.500 0.9933 0.06066 0.05108 -0.0150 0.1337 1.0000
11.750 1.0016 0.06184 0.05208 -0.0132 0.1181 1.0000
12.000 1.0177 0.06208 0.05211 -0.0115 0.1085 1.0000
12.250 1.0393 0.06203 0.05208 -0.0101 0.1017 1.0000
12.500 1.0692 0.06114 0.05096 -0.0087 0.0946 1.0000
12.750 1.0949 0.06117 0.05109 -0.0076 0.0899 1.0000
13.000 1.1272 0.06088 0.05074 -0.0068 0.0855 1.0000
13.250 1.1720 0.06046 0.05030 -0.0066 0.0807 1.0000
13.500 1.2044 0.06116 0.05120 -0.0062 0.0779 1.0000
13.750 1.2350 0.06223 0.05240 -0.0059 0.0749 1.0000
14.000 1.3028 0.06428 0.05440 -0.0083 0.0704 1.0000
14.250 1.3112 0.06662 0.05708 -0.0068 0.0698 1.0000
14.500 1.3164 0.06924 0.06005 -0.0052 0.0691 1.0000
14.750 1.3153 0.07209 0.06324 -0.0034 0.0683 1.0000
15.000 1.3116 0.07518 0.06667 -0.0016 0.0675 1.0000
15.250 1.3052 0.07858 0.07038 0.0002 0.0669 1.0000
15.500 1.2959 0.08245 0.07456 0.0019 0.0669 1.0000
15.750 1.2830 0.08663 0.07904 0.0035 0.0671 1.0000
16.000 1.2670 0.09109 0.08378 0.0049 0.0675 1.0000
16.250 1.2490 0.09583 0.08877 0.0060 0.0680 1.0000
16.500 1.2297 0.10091 0.09408 0.0067 0.0685 1.0000
16.750 1.2080 0.10638 0.09977 0.0070 0.0689 1.0000
17.000 1.1911 0.11206 0.10562 0.0069 0.0695 1.0000
17.250 1.1750 0.11816 0.11187 0.0063 0.0700 1.0000
17.500 1.1612 0.12395 0.11782 0.0056 0.0707 1.0000
17.750 0.9699 0.16115 0.15559 -0.0153 0.0849 1.0000
18.000 1.0092 0.15629 0.15076 -0.0099 0.0833 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il)