NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 19.18 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n1h15-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-n1h15-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.0910 0.12197 0.11681 -0.0749 0.7426 0.0623
-11.500 -0.0916 0.11954 0.11437 -0.0768 0.7416 0.0641
-11.250 -0.1007 0.11750 0.11234 -0.0798 0.7407 0.0652
-11.000 -0.1076 0.11505 0.10990 -0.0825 0.7398 0.0655
-10.750 -0.1138 0.11237 0.10723 -0.0850 0.7389 0.0657
-10.500 -0.0787 0.10763 0.10243 -0.0813 0.7381 0.0683
-10.250 -0.0721 0.10498 0.09976 -0.0816 0.7374 0.0703
-10.000 -0.0694 0.10229 0.09706 -0.0823 0.7367 0.0724
-9.750 -0.0684 0.09950 0.09427 -0.0839 0.7358 0.0743
-9.500 -0.0731 0.09677 0.09159 -0.0894 0.7331 0.0768
-9.250 -0.0853 0.09406 0.08893 -0.0943 0.7305 0.0775
-9.000 -0.0959 0.09101 0.08590 -0.0981 0.7282 0.0778
-8.750 -0.1077 0.08784 0.08273 -0.1014 0.7262 0.0779
-8.500 -0.0825 0.08362 0.07853 -0.0980 0.7255 0.0791
-8.250 -0.0729 0.08090 0.07580 -0.0971 0.7242 0.0801
-8.000 -0.0671 0.07847 0.07337 -0.0966 0.7230 0.0817
-7.750 -0.0683 0.07593 0.07081 -0.0967 0.7218 0.0839
-7.500 -0.0779 0.07308 0.06796 -0.0971 0.7205 0.0851
-7.000 -0.1114 0.07020 0.06514 -0.0958 0.7125 0.0872
-6.750 -0.1276 0.06816 0.06306 -0.0942 0.7099 0.0887
-6.250 -0.1984 0.06737 0.06098 -0.0917 0.7092 0.0554
-6.000 -0.1903 0.06549 0.05912 -0.0901 0.7078 0.0546
-5.750 -0.1845 0.06333 0.05684 -0.0879 0.7064 0.0536
-5.500 -0.1776 0.06095 0.05426 -0.0857 0.7052 0.0524
-5.250 -0.1935 0.06051 0.05375 -0.0808 0.6996 0.0519
-5.000 -0.1972 0.05889 0.05193 -0.0770 0.6967 0.0511
-4.750 -0.1949 0.05681 0.04956 -0.0735 0.6946 0.0502
-4.500 -0.1866 0.05498 0.04746 -0.0708 0.6928 0.0504
-4.250 -0.1733 0.05326 0.04545 -0.0687 0.6915 0.0513
-4.000 -0.1569 0.05137 0.04322 -0.0668 0.6904 0.0513
-3.750 -0.1769 0.05137 0.04313 -0.0602 0.6849 0.0512
-3.500 -0.1714 0.05022 0.04170 -0.0569 0.6822 0.0507
-3.250 -0.1582 0.04889 0.04004 -0.0545 0.6802 0.0503
-3.000 -0.1399 0.04760 0.03841 -0.0529 0.6786 0.0501
-2.750 -0.1178 0.04641 0.03689 -0.0517 0.6772 0.0500
-2.500 -0.0936 0.04538 0.03556 -0.0509 0.6762 0.0501
-2.250 -0.0678 0.04456 0.03448 -0.0504 0.6753 0.0506
-2.000 -0.0796 0.04522 0.03507 -0.0455 0.6697 0.0508
-1.750 -0.0625 0.04497 0.03465 -0.0441 0.6672 0.0521
-1.500 -0.0403 0.04459 0.03407 -0.0432 0.6652 0.0535
-1.250 -0.0152 0.04413 0.03344 -0.0428 0.6637 0.0541
-1.000 0.0111 0.04372 0.03288 -0.0426 0.6625 0.0545
-0.750 0.0377 0.04342 0.03247 -0.0424 0.6615 0.0551
-0.500 0.0418 0.04390 0.03290 -0.0396 0.6575 0.0556
-0.250 0.0542 0.04398 0.03300 -0.0379 0.6538 0.0562
0.000 0.0744 0.04388 0.03290 -0.0370 0.6515 0.0573
0.250 0.0963 0.04385 0.03289 -0.0363 0.6498 0.0588
0.500 0.1197 0.04386 0.03289 -0.0358 0.6485 0.0616
0.750 0.1449 0.04390 0.03285 -0.0354 0.6474 0.0650
1.250 0.1638 0.04486 0.03380 -0.0315 0.6390 0.0693
1.500 0.1858 0.04515 0.03404 -0.0310 0.6369 0.0739
1.750 0.2133 0.04537 0.03422 -0.0314 0.6352 0.0813
2.250 0.4174 0.04634 0.03770 -0.0652 0.6346 1.0000
2.500 0.4416 0.04662 0.03786 -0.0646 0.6332 1.0000
3.000 0.4521 0.04851 0.03964 -0.0598 0.6240 1.0000
3.250 0.4721 0.04895 0.04002 -0.0589 0.6216 1.0000
3.500 0.4951 0.04929 0.04029 -0.0583 0.6199 1.0000
3.750 0.5190 0.04964 0.04059 -0.0579 0.6185 1.0000
4.250 0.5319 0.05162 0.04254 -0.0537 0.6082 1.0000
4.500 0.5534 0.05207 0.04296 -0.0531 0.6062 1.0000
4.750 0.5777 0.05238 0.04325 -0.0527 0.6046 1.0000
5.000 0.6037 0.05262 0.04348 -0.0525 0.6033 1.0000
5.250 0.5939 0.05441 0.04530 -0.0492 0.5943 1.0000
5.500 0.6158 0.05483 0.04573 -0.0486 0.5919 1.0000
5.750 0.6405 0.05510 0.04600 -0.0483 0.5901 1.0000
6.000 0.6659 0.05535 0.04628 -0.0480 0.5886 1.0000
6.250 0.6581 0.05723 0.04820 -0.0452 0.5794 1.0000
6.500 0.6809 0.05756 0.04856 -0.0447 0.5769 1.0000
6.750 0.7059 0.05782 0.04886 -0.0445 0.5752 1.0000
7.250 0.7240 0.06000 0.05115 -0.0416 0.5635 1.0000
7.500 0.7479 0.06028 0.05149 -0.0412 0.5613 1.0000
7.750 0.7740 0.06042 0.05172 -0.0410 0.5597 1.0000
8.000 0.7692 0.06239 0.05375 -0.0388 0.5498 1.0000
8.250 0.7924 0.06265 0.05410 -0.0384 0.5471 1.0000
8.500 0.8192 0.06263 0.05418 -0.0382 0.5452 1.0000
10.500 0.9628 0.05902 0.05127 -0.0268 0.4218 1.0000
10.750 1.0214 0.05326 0.04473 -0.0254 0.3031 1.0000
11.000 1.0100 0.05590 0.04660 -0.0225 0.2105 1.0000
11.250 0.9997 0.05897 0.04919 -0.0203 0.1504 1.0000
11.500 0.9981 0.06134 0.05125 -0.0186 0.1134 1.0000
11.750 1.0019 0.06324 0.05301 -0.0173 0.0944 1.0000
12.000 1.0086 0.06491 0.05462 -0.0161 0.0839 1.0000
12.250 1.0171 0.06642 0.05615 -0.0151 0.0775 1.0000
12.500 1.0254 0.06794 0.05769 -0.0141 0.0732 1.0000
12.750 1.0337 0.06945 0.05918 -0.0130 0.0696 1.0000
13.000 1.0444 0.07073 0.06055 -0.0121 0.0662 1.0000
13.250 1.0549 0.07201 0.06189 -0.0112 0.0633 1.0000
13.500 1.0653 0.07326 0.06313 -0.0102 0.0608 1.0000
13.750 1.0783 0.07415 0.06403 -0.0091 0.0588 1.0000
14.000 1.0925 0.07503 0.06501 -0.0082 0.0566 1.0000
14.250 1.1061 0.07597 0.06602 -0.0074 0.0543 1.0000
14.500 1.1197 0.07692 0.06698 -0.0065 0.0522 1.0000
14.750 1.1366 0.07746 0.06748 -0.0056 0.0506 1.0000
15.000 1.1530 0.07822 0.06836 -0.0047 0.0487 1.0000
15.250 1.1673 0.07931 0.06962 -0.0039 0.0469 1.0000
15.500 1.1812 0.08045 0.07087 -0.0031 0.0451 1.0000
15.750 1.1953 0.08158 0.07207 -0.0024 0.0437 1.0000
16.000 1.2109 0.08257 0.07302 -0.0018 0.0420 1.0000
16.250 1.2231 0.08415 0.07480 -0.0011 0.0407 1.0000
16.500 1.2302 0.08630 0.07722 -0.0004 0.0394 1.0000
16.750 1.2375 0.08847 0.07962 0.0002 0.0383 1.0000
17.000 1.2422 0.09089 0.08223 0.0007 0.0372 1.0000
17.250 1.2454 0.09340 0.08489 0.0011 0.0362 1.0000
17.500 1.2492 0.09583 0.08743 0.0013 0.0353 1.0000
17.750 1.2587 0.09778 0.08936 0.0016 0.0343 1.0000
18.000 1.2485 0.10208 0.09404 0.0016 0.0338 1.0000
18.250 1.2358 0.10685 0.09915 0.0013 0.0333 1.0000
18.500 1.2219 0.11196 0.10458 0.0007 0.0328 1.0000
18.750 1.2066 0.11740 0.11030 -0.0004 0.0324 1.0000
19.000 1.1899 0.12331 0.11648 -0.0020 0.0321 1.0000
19.250 1.1705 0.12992 0.12335 -0.0042 0.0318 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il)