NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 29.01 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n1h15-il-200000.txt Download as CSV file: xf-n1h15-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.1440 0.11729 0.11351 -0.0814 0.7650 0.0477
-10.750 -0.1412 0.11451 0.11074 -0.0847 0.7640 0.0496
-10.500 -0.1504 0.11215 0.10841 -0.0907 0.7629 0.0507
-10.250 -0.1595 0.10932 0.10561 -0.0964 0.7619 0.0510
-10.000 -0.1466 0.10505 0.10134 -0.0950 0.7609 0.0516
-9.750 -0.1320 0.10255 0.09881 -0.0933 0.7598 0.0524
-9.500 -0.1237 0.10043 0.09667 -0.0924 0.7587 0.0536
-9.250 -0.1210 0.09833 0.09456 -0.0922 0.7577 0.0551
-9.000 -0.1219 0.09607 0.09230 -0.0924 0.7568 0.0563
-8.750 -0.1191 0.09336 0.08962 -0.0971 0.7552 0.0584
-8.500 -0.1376 0.09018 0.08649 -0.1082 0.7527 0.0602
-8.250 -0.1672 0.08933 0.08560 -0.1089 0.7500 0.0605
-8.000 -0.1887 0.08827 0.08445 -0.1079 0.7485 0.0607
-7.750 -0.2118 0.08767 0.08373 -0.1052 0.7478 0.0608
-7.500 -0.2078 0.08333 0.07953 -0.1042 0.7473 0.0616
-7.250 -0.2057 0.08155 0.07778 -0.1020 0.7460 0.0622
-7.000 -0.2015 0.07983 0.07607 -0.1000 0.7445 0.0630
-6.750 -0.2506 0.08215 0.07842 -0.0922 0.7539 0.0625
-6.500 -0.3548 0.08946 0.08554 -0.0736 0.7646 0.0608
-6.250 -0.3531 0.08429 0.08052 -0.0722 0.7623 0.0617
-6.000 -0.3447 0.08200 0.07825 -0.0708 0.7604 0.0624
-5.750 -0.3323 0.08000 0.07624 -0.0701 0.7589 0.0634
-5.500 -0.3368 0.07341 0.07007 -0.0605 0.7482 0.0641
-5.250 -0.3316 0.07085 0.06742 -0.0592 0.7455 0.0658
-5.000 -0.3488 0.07559 0.07163 -0.0595 0.7497 0.0668
-4.750 -0.3414 0.07575 0.07098 -0.0562 0.7459 0.0726
-4.500 -0.3332 0.06981 0.06517 -0.0558 0.7445 0.0742
-4.250 -0.3140 0.06798 0.06337 -0.0557 0.7432 0.0758
-4.000 -0.2920 0.06679 0.06210 -0.0556 0.7422 0.0791
-3.750 -0.2697 0.06563 0.06028 -0.0543 0.7415 0.0876
-3.250 -0.2946 0.06251 0.05717 -0.0443 0.7314 0.0888
-3.000 -0.2752 0.06108 0.05573 -0.0437 0.7295 0.0912
-2.750 -0.2512 0.06017 0.05466 -0.0433 0.7281 0.0964
-2.500 -0.2287 0.05889 0.05303 -0.0423 0.7272 0.1051
-2.250 -0.2017 0.05833 0.05243 -0.0426 0.7265 0.1097
-2.000 -0.2317 0.05745 0.05153 -0.0352 0.7192 0.1097
-1.750 -0.2130 0.05653 0.05029 -0.0337 0.7160 0.1212
-1.500 -0.1902 0.05585 0.04961 -0.0332 0.7142 0.1280
-1.250 -0.1666 0.05522 0.04886 -0.0327 0.7130 0.1420
-1.000 -0.1410 0.05494 0.04846 -0.0325 0.7121 0.1588
-0.750 -0.1119 0.05496 0.04841 -0.0328 0.7114 0.1776
-0.500 -0.1164 0.05045 0.04246 -0.0237 0.7036 0.0683
-0.250 -0.0905 0.04975 0.04150 -0.0230 0.7010 0.0651
0.000 -0.0620 0.04960 0.04119 -0.0230 0.6993 0.0649
0.250 -0.0311 0.04974 0.04123 -0.0235 0.6981 0.0653
0.500 0.0040 0.05011 0.04152 -0.0245 0.6971 0.0656
0.750 -0.0140 0.04984 0.04123 -0.0192 0.6898 0.0653
1.000 0.0099 0.04984 0.04119 -0.0188 0.6866 0.0659
1.250 0.0382 0.05003 0.04138 -0.0188 0.6845 0.0669
1.500 0.0703 0.05043 0.04179 -0.0194 0.6831 0.0684
1.750 0.1085 0.05121 0.04256 -0.0206 0.6820 0.0712
2.000 0.0848 0.05091 0.04226 -0.0149 0.6728 0.0716
2.250 0.1117 0.05108 0.04246 -0.0148 0.6702 0.0758
2.500 0.1517 0.05147 0.04286 -0.0160 0.6681 0.0834
2.750 0.1516 0.05228 0.04367 -0.0133 0.6648 0.0884
3.000 0.3875 0.05137 0.04535 -0.0559 0.6447 1.0000
3.250 0.4139 0.05162 0.04552 -0.0557 0.6416 1.0000
3.500 0.4479 0.05174 0.04557 -0.0562 0.6397 1.0000
3.750 0.4844 0.05193 0.04571 -0.0570 0.6386 1.0000
4.000 0.4636 0.05334 0.04713 -0.0522 0.6287 1.0000
4.250 0.4927 0.05352 0.04727 -0.0522 0.6264 1.0000
4.500 0.5258 0.05367 0.04739 -0.0527 0.6249 1.0000
4.750 0.5607 0.05385 0.04755 -0.0533 0.6239 1.0000
5.000 0.5409 0.05540 0.04911 -0.0489 0.6132 1.0000
5.250 0.5718 0.05549 0.04919 -0.0491 0.6113 1.0000
5.500 0.6039 0.05567 0.04938 -0.0495 0.6101 1.0000
5.750 0.6370 0.05583 0.04955 -0.0499 0.6092 1.0000
6.000 0.6204 0.05740 0.05114 -0.0460 0.5978 1.0000
6.250 0.6508 0.05755 0.05131 -0.0462 0.5963 1.0000
6.500 0.6824 0.05766 0.05145 -0.0465 0.5953 1.0000
6.750 0.6712 0.05933 0.05315 -0.0433 0.5843 1.0000
7.000 0.7011 0.05938 0.05323 -0.0434 0.5825 1.0000
7.250 0.7356 0.05904 0.05295 -0.0438 0.5812 1.0000
7.500 0.7373 0.05989 0.05383 -0.0414 0.5700 1.0000
7.750 0.7865 0.05764 0.05163 -0.0422 0.5677 1.0000
8.000 0.8409 0.05469 0.04875 -0.0431 0.5663 1.0000
9.250 1.0259 0.04203 0.03652 -0.0401 0.5251 1.0000
9.500 1.0495 0.04084 0.03540 -0.0388 0.5043 1.0000
9.750 1.0767 0.03712 0.02997 -0.0349 0.2755 1.0000
10.000 1.0440 0.04134 0.03354 -0.0301 0.1849 1.0000
10.250 1.0256 0.04470 0.03641 -0.0267 0.1213 1.0000
10.500 1.0193 0.04728 0.03875 -0.0242 0.0940 1.0000
10.750 1.0213 0.04923 0.04062 -0.0224 0.0842 1.0000
11.000 1.0263 0.05096 0.04237 -0.0209 0.0783 1.0000
11.250 1.0318 0.05266 0.04406 -0.0195 0.0738 1.0000
11.500 1.0354 0.05449 0.04584 -0.0179 0.0703 1.0000
11.750 1.0454 0.05578 0.04721 -0.0167 0.0674 1.0000
12.000 1.0553 0.05707 0.04852 -0.0155 0.0650 1.0000
12.250 1.0656 0.05828 0.04974 -0.0144 0.0627 1.0000
12.500 1.0775 0.05917 0.05055 -0.0130 0.0602 1.0000
12.750 1.0929 0.05982 0.05125 -0.0118 0.0582 1.0000
13.000 1.1093 0.06047 0.05195 -0.0107 0.0565 1.0000
13.250 1.1260 0.06109 0.05262 -0.0097 0.0545 1.0000
13.500 1.1430 0.06168 0.05320 -0.0087 0.0525 1.0000
13.750 1.1812 0.06040 0.05179 -0.0076 0.0498 1.0000
14.000 1.1959 0.06146 0.05301 -0.0067 0.0488 1.0000
14.250 1.2122 0.06244 0.05414 -0.0058 0.0474 1.0000
14.500 1.2309 0.06332 0.05514 -0.0050 0.0459 1.0000
14.750 1.2486 0.06430 0.05620 -0.0042 0.0443 1.0000
15.000 1.2701 0.06519 0.05714 -0.0036 0.0431 1.0000
15.250 1.3120 0.06628 0.05831 -0.0036 0.0412 1.0000
15.500 1.3099 0.06861 0.06091 -0.0021 0.0406 1.0000
15.750 1.3099 0.07111 0.06368 -0.0008 0.0398 1.0000
16.000 1.3109 0.07378 0.06660 0.0004 0.0391 1.0000
16.250 1.3110 0.07689 0.06997 0.0016 0.0387 1.0000
16.500 1.3075 0.08018 0.07352 0.0028 0.0383 1.0000
16.750 1.2998 0.08390 0.07749 0.0039 0.0379 1.0000
17.000 1.2903 0.08773 0.08156 0.0047 0.0376 1.0000
17.250 1.2760 0.09226 0.08634 0.0055 0.0374 1.0000
17.500 1.2569 0.09746 0.09181 0.0059 0.0375 1.0000
17.750 1.2467 0.10132 0.09582 0.0059 0.0368 1.0000
18.000 1.2096 0.10954 0.10442 0.0053 0.0378 1.0000
18.250 1.1854 0.11599 0.11109 0.0040 0.0378 1.0000
18.500 1.1558 0.12381 0.11915 0.0018 0.0381 1.0000
18.750 1.1222 0.13303 0.12860 -0.0016 0.0387 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il)