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

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
<< Back to NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il)