NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.59 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n1h15-il-50000.txt Download as CSV file: xf-n1h15-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.4496 0.15044 0.14494 -0.0219 1.0000 0.1632
-9.500 -0.4657 0.14956 0.14410 -0.0218 1.0000 0.1672
-9.250 -0.4919 0.14964 0.14426 -0.0221 1.0000 0.1686
-9.000 -0.4766 0.14430 0.13891 -0.0203 1.0000 0.1722
-8.750 -0.4712 0.14139 0.13600 -0.0186 1.0000 0.1776
-8.500 -0.4839 0.13979 0.13444 -0.0180 1.0000 0.1831
-8.250 -0.5140 0.13940 0.13413 -0.0179 1.0000 0.1857
-8.000 -0.5049 0.13504 0.12978 -0.0162 1.0000 0.1899
-7.750 -0.5026 0.13242 0.12716 -0.0144 1.0000 0.1978
-7.500 -0.5273 0.13117 0.12597 -0.0135 1.0000 0.2017
-7.250 -0.5630 0.13023 0.12511 -0.0120 1.0000 0.2030
-7.000 -0.5345 0.12534 0.12020 -0.0099 1.0000 0.2133
-6.750 -0.5602 0.12369 0.11860 -0.0079 1.0000 0.2176
-6.500 -0.5955 0.12234 0.11730 -0.0068 1.0000 0.2202
-6.250 -0.5825 0.11820 0.11318 -0.0039 1.0000 0.2282
-6.000 -0.6016 0.11606 0.11104 -0.0030 1.0000 0.2360
-5.500 -0.6163 0.11014 0.10513 -0.0002 1.0000 0.2533
-5.250 -0.6181 0.10665 0.10165 0.0018 1.0000 0.2619
-5.000 -0.6331 0.10415 0.09908 0.0014 1.0000 0.2747
-4.750 -0.6385 0.10179 0.09666 0.0023 1.0000 0.2913
-4.500 -0.6330 0.09834 0.09326 0.0061 1.0000 0.3070
-4.250 -0.6370 0.09543 0.09033 0.0077 1.0000 0.3270
-4.000 -0.1142 0.09293 0.08727 -0.0235 1.0000 1.0000
-3.750 -0.6316 0.08949 0.08450 0.0160 1.0000 0.3720
-3.500 -0.2765 0.09158 0.08634 0.0146 1.0000 0.8989
-3.250 -0.3336 0.08973 0.08461 0.0247 1.0000 0.8512
-3.000 -0.3997 0.08743 0.08247 0.0347 1.0000 0.8011
-2.750 -0.4741 0.08449 0.07968 0.0444 1.0000 0.7509
-2.500 -0.5254 0.08146 0.07676 0.0523 1.0000 0.7334
-2.250 -0.5558 0.07848 0.07385 0.0585 1.0000 0.7346
-2.000 -0.6458 0.07310 0.06857 0.0647 1.0000 0.6785
-1.750 -0.6361 0.07050 0.06598 0.0682 1.0000 0.7056
-1.500 -0.6413 0.06691 0.06236 0.0688 1.0000 0.7061
-1.250 -0.6250 0.06333 0.05860 0.0618 0.9958 0.6924
-1.000 -0.3827 0.06058 0.05169 -0.0091 0.9741 0.2179
-0.750 -0.3435 0.05975 0.04994 -0.0106 0.9656 0.1856
-0.500 -0.3072 0.05940 0.04884 -0.0115 0.9577 0.1692
-0.250 -0.2826 0.05805 0.04740 -0.0117 0.9491 0.1647
0.000 -0.2486 0.05807 0.04703 -0.0129 0.9430 0.1589
0.250 -0.2233 0.05756 0.04612 -0.0126 0.9339 0.1558
0.500 -0.1887 0.05825 0.04654 -0.0143 0.9287 0.1576
0.750 -0.1662 0.05783 0.04592 -0.0140 0.9203 0.1589
1.250 -0.0975 0.05882 0.04644 -0.0178 0.9087 0.1631
1.500 -0.0571 0.06012 0.04749 -0.0208 0.9041 0.1684
1.750 -0.0320 0.06029 0.04772 -0.0215 0.8984 0.1786
2.000 -0.0014 0.06119 0.04862 -0.0228 0.8933 0.1943
2.250 0.0228 0.06181 0.04930 -0.0231 0.8889 0.2167
2.500 0.1362 0.06402 0.05324 -0.0423 0.8904 1.0000
3.000 0.1691 0.06601 0.05478 -0.0407 0.8774 1.0000
3.250 0.1878 0.06718 0.05578 -0.0403 0.8704 1.0000
3.500 0.2048 0.06851 0.05696 -0.0398 0.8658 1.0000
4.000 0.2452 0.07179 0.05999 -0.0399 0.8554 1.0000
4.250 0.2538 0.07202 0.06015 -0.0380 0.8481 1.0000
4.500 0.2801 0.07451 0.06254 -0.0391 0.8441 1.0000
4.750 0.2853 0.07463 0.06263 -0.0370 0.8382 1.0000
5.000 0.3070 0.07648 0.06442 -0.0373 0.8327 1.0000
5.250 0.3252 0.07841 0.06631 -0.0373 0.8294 1.0000
5.500 0.3334 0.07878 0.06666 -0.0357 0.8224 1.0000
5.750 0.3583 0.08127 0.06912 -0.0367 0.8180 1.0000
6.000 0.3662 0.08210 0.06995 -0.0353 0.8137 1.0000
6.250 0.3805 0.08328 0.07114 -0.0347 0.8070 1.0000
6.500 0.4069 0.08623 0.07409 -0.0361 0.8030 1.0000
6.750 0.4095 0.08650 0.07439 -0.0340 0.7980 1.0000
7.000 0.4257 0.08805 0.07596 -0.0339 0.7913 1.0000
7.250 0.4535 0.09148 0.07944 -0.0355 0.7875 1.0000
7.500 0.4516 0.09126 0.07926 -0.0330 0.7816 1.0000
7.750 0.4701 0.09322 0.08128 -0.0333 0.7751 1.0000
8.000 0.4999 0.09737 0.08551 -0.0353 0.7717 1.0000
8.250 0.4926 0.09634 0.08454 -0.0323 0.7639 1.0000
8.500 0.5160 0.09916 0.08745 -0.0334 0.7582 1.0000
8.750 0.5224 0.10057 0.08893 -0.0325 0.7532 1.0000
9.000 0.5362 0.10222 0.09068 -0.0323 0.7450 1.0000
9.250 0.5598 0.10590 0.09447 -0.0337 0.7405 1.0000
9.500 0.5597 0.10599 0.09468 -0.0320 0.7310 1.0000
9.750 0.5854 0.10996 0.09878 -0.0336 0.7255 1.0000
10.000 0.5861 0.11026 0.09919 -0.0322 0.7150 1.0000
10.250 0.5973 0.11262 0.10168 -0.0322 0.7077 1.0000
10.500 0.6224 0.11596 0.10521 -0.0336 0.6969 1.0000
10.750 0.6239 0.11691 0.10628 -0.0326 0.6849 1.0000
11.000 0.6331 0.11894 0.10846 -0.0325 0.6724 1.0000
11.250 0.6467 0.12122 0.11091 -0.0328 0.6575 1.0000
11.500 0.6755 0.12440 0.11432 -0.0340 0.6375 1.0000
11.750 0.8246 0.10457 0.09509 -0.0278 0.4978 1.0000
12.250 0.9907 0.07120 0.06049 -0.0086 0.2127 1.0000
12.500 1.0040 0.07205 0.06089 -0.0064 0.1851 1.0000
12.750 1.0411 0.07090 0.05949 -0.0044 0.1649 1.0000
13.250 1.1966 0.06744 0.05607 -0.0050 0.1329 1.0000
13.500 1.2948 0.06966 0.05833 -0.0089 0.1231 1.0000
13.750 1.2949 0.07247 0.06160 -0.0068 0.1214 1.0000
14.000 1.2953 0.07565 0.06518 -0.0050 0.1198 1.0000
14.250 1.2939 0.07921 0.06911 -0.0033 0.1188 1.0000
14.500 1.2876 0.08310 0.07335 -0.0015 0.1187 1.0000
14.750 1.2738 0.08725 0.07781 0.0004 0.1188 1.0000
15.000 1.2553 0.09168 0.08255 0.0020 0.1191 1.0000
15.250 1.2334 0.09651 0.08764 0.0034 0.1196 1.0000
15.500 1.2082 0.10178 0.09316 0.0044 0.1203 1.0000
15.750 1.1820 0.10752 0.09910 0.0048 0.1210 1.0000
16.000 1.1578 0.11366 0.10542 0.0046 0.1219 1.0000
16.250 1.1359 0.12022 0.11212 0.0038 0.1227 1.0000
16.500 0.9788 0.14649 0.13858 -0.0097 0.1357 1.0000
16.750 0.9740 0.15371 0.14581 -0.0120 0.1374 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il)