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

Polar data table (+)

Polar graphs


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