NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 12.65 at α=15.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n1h15-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-n1h15-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 -0.1380 0.14343 0.13613 -0.0894 0.8151 0.1054
-12.500 -0.1478 0.14344 0.13620 -0.0932 0.8137 0.1074
-12.250 -0.1556 0.14283 0.13563 -0.0965 0.8121 0.1079
-12.000 -0.1180 0.13493 0.12766 -0.0947 0.8106 0.1118
-11.750 -0.1093 0.13226 0.12498 -0.0957 0.8092 0.1151
-11.500 -0.1051 0.13010 0.12282 -0.0971 0.8079 0.1184
-11.250 -0.1096 0.12889 0.12163 -0.0991 0.8066 0.1222
-11.000 -0.1238 0.12869 0.12149 -0.1017 0.8051 0.1238
-10.750 -0.1283 0.12670 0.11956 -0.1031 0.8036 0.1246
-10.500 -0.0969 0.12124 0.11399 -0.1010 0.8024 0.1287
-10.250 -0.0913 0.11913 0.11187 -0.1009 0.8010 0.1339
-10.000 -0.1013 0.11822 0.11099 -0.1023 0.7993 0.1392
-9.750 -0.1262 0.11847 0.11136 -0.1046 0.7969 0.1409
-9.500 -0.1016 0.11379 0.10665 -0.1030 0.7958 0.1445
-9.250 -0.0961 0.11172 0.10458 -0.1023 0.7942 0.1483
-9.000 -0.1008 0.11022 0.10312 -0.1019 0.7921 0.1522
-8.750 -0.1262 0.11003 0.10302 -0.1020 0.7895 0.1570
-8.500 -0.1666 0.11026 0.10335 -0.1015 0.7866 0.1583
-8.250 -0.1368 0.10568 0.09874 -0.1004 0.7857 0.1613
-8.000 -0.1305 0.10347 0.09652 -0.0991 0.7844 0.1645
-7.750 -0.1444 0.10238 0.09548 -0.0969 0.7826 0.1671
-7.500 -0.1730 0.10218 0.09538 -0.0924 0.7793 0.1683
-7.250 -0.2015 0.10178 0.09505 -0.0878 0.7761 0.1703
-6.000 -0.3060 0.08886 0.08154 -0.0754 0.7639 0.0912
-5.750 -0.3103 0.08681 0.07952 -0.0720 0.7619 0.0895
-5.500 -0.3143 0.08469 0.07733 -0.0692 0.7601 0.0876
-5.250 -0.3153 0.08234 0.07483 -0.0669 0.7581 0.0863
-5.000 -0.3121 0.07974 0.07203 -0.0651 0.7560 0.0847
-4.500 -0.2940 0.07374 0.06500 -0.0621 0.7525 0.0773
-4.250 -0.2950 0.07208 0.06324 -0.0588 0.7504 0.0767
-4.000 -0.2929 0.07040 0.06140 -0.0559 0.7484 0.0760
-3.750 -0.2865 0.06870 0.05948 -0.0534 0.7460 0.0752
-3.500 -0.2760 0.06699 0.05750 -0.0514 0.7437 0.0744
-3.250 -0.2621 0.06532 0.05551 -0.0497 0.7415 0.0737
-3.000 -0.2458 0.06385 0.05368 -0.0482 0.7398 0.0735
-2.750 -0.2278 0.06264 0.05209 -0.0469 0.7383 0.0741
-2.500 -0.2062 0.06156 0.05057 -0.0460 0.7369 0.0752
-2.250 -0.1934 0.06070 0.04939 -0.0440 0.7344 0.0758
-2.000 -0.1825 0.05986 0.04829 -0.0417 0.7313 0.0760
-1.750 -0.1660 0.05910 0.04724 -0.0402 0.7288 0.0760
-1.500 -0.1471 0.05848 0.04635 -0.0391 0.7269 0.0761
-1.250 -0.1254 0.05798 0.04555 -0.0383 0.7249 0.0765
-1.000 -0.0994 0.05758 0.04485 -0.0381 0.7228 0.0771
-0.750 -0.0698 0.05729 0.04435 -0.0387 0.7209 0.0787
-0.500 -0.0523 0.05703 0.04406 -0.0378 0.7179 0.0813
-0.250 -0.0345 0.05700 0.04394 -0.0372 0.7152 0.0838
0.000 -0.0073 0.05712 0.04390 -0.0380 0.7127 0.0863
0.250 0.0209 0.05727 0.04387 -0.0387 0.7101 0.0886
0.500 0.0496 0.05750 0.04392 -0.0393 0.7076 0.0913
0.750 0.0794 0.05772 0.04408 -0.0400 0.7056 0.0952
1.000 0.0969 0.05800 0.04431 -0.0392 0.7028 0.1016
1.250 0.1096 0.05829 0.04454 -0.0378 0.6993 0.1085
1.500 0.1296 0.05855 0.04481 -0.0374 0.6960 0.1206
1.750 0.1545 0.05879 0.04518 -0.0375 0.6933 0.1458
2.000 0.2734 0.05939 0.04798 -0.0581 0.6921 1.0000
2.250 0.2978 0.06026 0.04862 -0.0579 0.6900 1.0000
2.500 0.3003 0.06088 0.04912 -0.0551 0.6851 1.0000
2.750 0.3146 0.06161 0.04972 -0.0538 0.6813 1.0000
3.000 0.3340 0.06244 0.05040 -0.0531 0.6784 1.0000
3.250 0.3576 0.06332 0.05114 -0.0529 0.6760 1.0000
3.500 0.3646 0.06406 0.05181 -0.0509 0.6711 1.0000
3.750 0.3781 0.06488 0.05255 -0.0497 0.6670 1.0000
4.000 0.3977 0.06576 0.05335 -0.0491 0.6639 1.0000
4.250 0.4223 0.06668 0.05420 -0.0491 0.6613 1.0000
4.500 0.4267 0.06748 0.05498 -0.0469 0.6556 1.0000
4.750 0.4424 0.06838 0.05584 -0.0461 0.6515 1.0000
5.000 0.4647 0.06929 0.05672 -0.0458 0.6483 1.0000
5.250 0.4791 0.07022 0.05762 -0.0448 0.6440 1.0000
5.500 0.4891 0.07116 0.05857 -0.0434 0.6387 1.0000
5.750 0.5090 0.07211 0.05952 -0.0431 0.6351 1.0000
6.000 0.5350 0.07305 0.06047 -0.0432 0.6323 1.0000
6.250 0.5360 0.07408 0.06153 -0.0411 0.6253 1.0000
6.500 0.5551 0.07504 0.06252 -0.0407 0.6211 1.0000
6.750 0.5810 0.07597 0.06349 -0.0408 0.6181 1.0000
7.000 0.5827 0.07711 0.06468 -0.0389 0.6108 1.0000
7.250 0.6023 0.07808 0.06570 -0.0386 0.6064 1.0000
7.500 0.6291 0.07899 0.06669 -0.0388 0.6033 1.0000
7.750 0.6289 0.08024 0.06800 -0.0369 0.5952 1.0000
8.000 0.6510 0.08117 0.06903 -0.0368 0.5909 1.0000
8.250 0.6617 0.08232 0.07026 -0.0358 0.5844 1.0000
8.500 0.6769 0.08337 0.07141 -0.0352 0.5784 1.0000
8.750 0.7034 0.08418 0.07236 -0.0353 0.5746 1.0000
9.000 0.7055 0.08555 0.07383 -0.0338 0.5656 1.0000
9.250 0.7301 0.08631 0.07473 -0.0338 0.5609 1.0000
9.500 0.7365 0.08758 0.07612 -0.0326 0.5520 1.0000
9.750 0.7609 0.08821 0.07692 -0.0325 0.5464 1.0000
10.000 0.7691 0.08934 0.07819 -0.0314 0.5366 1.0000
10.250 0.7993 0.08940 0.07844 -0.0314 0.5305 1.0000
10.500 0.8102 0.08997 0.07917 -0.0301 0.5183 1.0000
10.750 0.8294 0.08966 0.07907 -0.0290 0.5054 1.0000
11.000 0.8769 0.08431 0.07393 -0.0268 0.4835 1.0000
11.250 0.8969 0.08092 0.07068 -0.0236 0.4521 1.0000
11.500 0.9054 0.08063 0.07057 -0.0214 0.4249 1.0000
11.750 0.9136 0.08125 0.07139 -0.0199 0.4005 1.0000
12.000 0.9214 0.08207 0.07240 -0.0184 0.3688 1.0000
12.250 0.9454 0.08032 0.07068 -0.0163 0.3031 1.0000
12.500 0.9688 0.07771 0.06655 -0.0126 0.1736 1.0000
12.750 0.9647 0.08068 0.06915 -0.0113 0.1445 1.0000
13.000 0.9654 0.08319 0.07147 -0.0102 0.1281 1.0000
13.250 0.9703 0.08524 0.07343 -0.0092 0.1169 1.0000
13.500 0.9767 0.08709 0.07516 -0.0082 0.1089 1.0000
13.750 0.9871 0.08850 0.07663 -0.0072 0.1010 1.0000
14.000 0.9986 0.08967 0.07773 -0.0062 0.0955 1.0000
14.250 1.0165 0.09017 0.07841 -0.0050 0.0907 1.0000
14.500 1.0351 0.09058 0.07887 -0.0039 0.0860 1.0000
14.750 1.0582 0.09047 0.07874 -0.0027 0.0817 1.0000
15.000 1.0827 0.09060 0.07916 -0.0015 0.0775 1.0000
15.250 1.1104 0.09048 0.07918 -0.0005 0.0738 1.0000
15.500 1.1417 0.09028 0.07896 0.0004 0.0701 1.0000
15.750 1.1556 0.09224 0.08132 0.0011 0.0677 1.0000
16.000 1.1678 0.09447 0.08386 0.0017 0.0654 1.0000
16.250 1.1761 0.09699 0.08661 0.0021 0.0634 1.0000
16.500 1.1849 0.09931 0.08904 0.0025 0.0613 1.0000
16.750 1.1955 0.10186 0.09169 0.0028 0.0595 1.0000
17.000 1.1847 0.10646 0.09666 0.0028 0.0589 1.0000
17.250 1.1709 0.11153 0.10207 0.0024 0.0584 1.0000
17.500 1.1540 0.11714 0.10800 0.0015 0.0580 1.0000
17.750 1.1337 0.12343 0.11460 0.0000 0.0577 1.0000
18.000 1.1108 0.13053 0.12193 -0.0024 0.0577 1.0000
18.250 1.0838 0.13886 0.13050 -0.0058 0.0577 1.0000
18.500 1.0542 0.14860 0.14043 -0.0105 0.0580 1.0000
18.750 1.0248 0.15956 0.15151 -0.0164 0.0584 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 1-H-15 AIRFOIL (n1h15-il)