NACA 5-H-15 AIRFOIL (n5h15-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 5-H-15 AIRFOIL (n5h15-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 30.03 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n5h15-il-100000.txt Download as CSV file: xf-n5h15-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 5-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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.2590 0.12127 0.11703 -0.0569 0.9073 0.1128
-12.000 -0.3209 0.12041 0.11593 -0.0534 0.9333 0.1114
-11.750 -0.3554 0.11769 0.11327 -0.0620 0.9270 0.1130
-11.500 -0.3055 0.11256 0.10803 -0.0568 0.9214 0.1168
-11.250 -0.2949 0.10968 0.10510 -0.0576 0.9153 0.1216
-11.000 -0.3164 0.10667 0.10212 -0.0630 0.9102 0.1272
-10.750 -0.3064 0.10229 0.09775 -0.0636 0.9056 0.1306
-10.500 -0.2870 0.09982 0.09524 -0.0628 0.9009 0.1364
-10.250 -0.3125 0.09637 0.09185 -0.0682 0.8962 0.1426
-10.000 -0.3078 0.09206 0.08756 -0.0693 0.8923 0.1463
-9.750 -0.2867 0.08983 0.08529 -0.0680 0.8880 0.1525
-9.500 -0.3275 0.08535 0.08087 -0.0745 0.8827 0.1583
-9.250 -0.3232 0.08146 0.07699 -0.0748 0.8788 0.1625
-9.000 -0.3075 0.07922 0.07474 -0.0743 0.8748 0.1704
-8.750 -0.3647 0.07631 0.07178 -0.0755 0.8694 0.1742
-8.500 -0.3291 0.07299 0.06849 -0.0751 0.8668 0.1827
-8.250 -0.3671 0.07134 0.06677 -0.0732 0.8618 0.1889
-8.000 -0.3531 0.06840 0.06387 -0.0726 0.8579 0.1977
-7.750 -0.4194 0.06961 0.06467 -0.0666 0.8528 0.2063
-7.500 -0.3887 0.06590 0.06113 -0.0670 0.8501 0.2206
-7.250 -0.3818 0.06390 0.05913 -0.0657 0.8459 0.2361
-7.000 -0.3909 0.06307 0.05819 -0.0624 0.8412 0.2532
-5.500 -0.3717 0.04295 0.03488 -0.0442 0.8085 0.1112
-5.250 -0.3552 0.04092 0.03268 -0.0427 0.8035 0.1076
-5.000 -0.3414 0.03961 0.03108 -0.0406 0.7976 0.1056
-4.750 -0.3186 0.03804 0.02910 -0.0390 0.7935 0.1029
-4.500 -0.3004 0.03733 0.02790 -0.0369 0.7884 0.0997
-4.250 -0.2827 0.03698 0.02732 -0.0352 0.7820 0.0986
-4.000 -0.2505 0.03571 0.02583 -0.0354 0.7780 0.0983
-3.750 -0.2276 0.03499 0.02499 -0.0349 0.7723 0.0985
-3.500 -0.1972 0.03376 0.02380 -0.0359 0.7665 0.1006
-3.250 -0.1609 0.03278 0.02284 -0.0370 0.7626 0.1048
-3.000 -0.1405 0.03256 0.02262 -0.0364 0.7554 0.1068
-2.750 -0.1126 0.03203 0.02208 -0.0363 0.7496 0.1096
-2.500 -0.0803 0.03125 0.02129 -0.0362 0.7461 0.1139
-2.250 -0.0754 0.03146 0.02159 -0.0334 0.7365 0.1174
-2.000 0.3344 0.02856 0.02111 -0.0897 0.7453 1.0000
-1.750 0.3548 0.02902 0.02153 -0.0904 0.7364 1.0000
-1.500 0.3722 0.02900 0.02137 -0.0888 0.7317 1.0000
-1.250 0.3905 0.02940 0.02172 -0.0884 0.7244 1.0000
-1.000 0.4087 0.02955 0.02178 -0.0873 0.7182 1.0000
-0.750 0.4266 0.02942 0.02153 -0.0853 0.7145 1.0000
-0.500 0.4444 0.03012 0.02222 -0.0854 0.7046 1.0000
-0.250 0.4630 0.03003 0.02203 -0.0836 0.7003 1.0000
0.000 0.4798 0.03073 0.02271 -0.0832 0.6919 1.0000
0.250 0.4983 0.03088 0.02281 -0.0819 0.6866 1.0000
0.500 0.5180 0.03073 0.02258 -0.0802 0.6836 1.0000
0.750 0.5315 0.03208 0.02397 -0.0801 0.6735 1.0000
1.000 0.5510 0.03213 0.02396 -0.0787 0.6698 1.0000
1.250 0.5697 0.03238 0.02418 -0.0774 0.6662 1.0000
1.500 0.5781 0.03415 0.02600 -0.0769 0.6567 1.0000
1.750 0.5980 0.03425 0.02607 -0.0756 0.6539 1.0000
2.000 0.6187 0.03429 0.02608 -0.0742 0.6516 1.0000
2.250 0.6130 0.03723 0.02910 -0.0729 0.6407 1.0000
2.500 0.6327 0.03747 0.02933 -0.0716 0.6383 1.0000
2.750 0.6538 0.03762 0.02947 -0.0703 0.6367 1.0000
3.000 0.6030 0.04337 0.03529 -0.0652 0.6256 1.0000
3.250 0.6135 0.04437 0.03630 -0.0634 0.6234 1.0000
3.500 0.6286 0.04519 0.03712 -0.0620 0.6219 1.0000
3.750 0.5127 0.05116 0.04306 -0.0469 0.6160 1.0000
4.000 0.4909 0.05352 0.04542 -0.0422 0.6164 1.0000
4.250 0.4822 0.05554 0.04744 -0.0390 0.6180 1.0000
4.500 0.4894 0.05713 0.04904 -0.0374 0.6199 1.0000
4.750 0.5004 0.05860 0.05052 -0.0361 0.6210 1.0000
5.000 0.3634 0.06656 0.05852 -0.0252 0.6844 1.0000
5.250 0.3907 0.06858 0.06055 -0.0258 0.6829 1.0000
5.500 0.3605 0.06789 0.05985 -0.0191 0.6735 1.0000
5.750 0.3976 0.06950 0.06147 -0.0204 0.6684 1.0000
6.000 0.3802 0.06975 0.06171 -0.0155 0.6612 1.0000
6.250 0.3999 0.07074 0.06273 -0.0148 0.6551 1.0000
6.500 0.4379 0.07294 0.06499 -0.0164 0.6521 1.0000
6.750 0.4094 0.07258 0.06461 -0.0105 0.6429 1.0000
7.000 0.4427 0.07414 0.06622 -0.0112 0.6378 1.0000
7.250 0.4289 0.07466 0.06675 -0.0073 0.6292 1.0000
7.500 0.4711 0.07622 0.06839 -0.0087 0.6219 1.0000
7.750 0.4588 0.07654 0.06873 -0.0049 0.6104 1.0000
8.000 0.4694 0.07748 0.06971 -0.0033 0.5990 1.0000
8.250 0.5445 0.07338 0.06570 -0.0028 0.5517 1.0000
8.500 0.5673 0.07334 0.06572 -0.0014 0.5391 1.0000
8.750 0.6236 0.07207 0.06461 -0.0021 0.5310 1.0000
9.000 0.6227 0.07283 0.06542 0.0006 0.5182 1.0000
9.250 0.6329 0.07327 0.06593 0.0025 0.5058 1.0000
9.500 0.6871 0.07151 0.06435 0.0024 0.5007 1.0000
9.750 0.6942 0.07189 0.06484 0.0045 0.4877 1.0000
10.000 0.7141 0.07113 0.06418 0.0065 0.4741 1.0000
10.250 0.7954 0.06295 0.05626 0.0086 0.4591 1.0000
10.500 1.0356 0.03449 0.02822 0.0095 0.4069 1.0000
10.750 1.0109 0.03705 0.03082 0.0138 0.3877 1.0000
11.250 0.9673 0.04139 0.03418 0.0222 0.2423 1.0000
11.500 0.9426 0.04497 0.03744 0.0252 0.2022 1.0000
11.750 0.9182 0.04902 0.04117 0.0274 0.1570 1.0000
12.000 0.8904 0.05368 0.04533 0.0293 0.1114 1.0000
12.250 0.8772 0.05706 0.04841 0.0308 0.0921 1.0000
12.500 0.8705 0.05981 0.05098 0.0324 0.0781 1.0000
12.750 0.8719 0.06165 0.05273 0.0341 0.0692 1.0000
13.000 0.8823 0.06252 0.05359 0.0358 0.0636 1.0000
13.250 0.8936 0.06329 0.05424 0.0375 0.0584 1.0000
13.500 0.9162 0.06292 0.05382 0.0397 0.0551 1.0000
13.750 0.9414 0.06275 0.05368 0.0417 0.0521 1.0000
14.000 0.9704 0.06261 0.05355 0.0434 0.0501 1.0000
14.250 1.0280 0.06195 0.05271 0.0451 0.0470 1.0000
14.500 1.0359 0.06389 0.05491 0.0460 0.0459 1.0000
14.750 1.0507 0.06585 0.05711 0.0469 0.0452 1.0000
15.000 1.0623 0.06839 0.05993 0.0479 0.0447 1.0000
15.250 1.0682 0.07131 0.06312 0.0487 0.0446 1.0000
15.500 1.0680 0.07466 0.06674 0.0494 0.0446 1.0000
15.750 1.0627 0.07832 0.07066 0.0499 0.0447 1.0000
16.000 1.0544 0.08233 0.07492 0.0502 0.0451 1.0000
16.250 1.0435 0.08662 0.07944 0.0502 0.0454 1.0000
16.500 1.0294 0.09132 0.08438 0.0498 0.0457 1.0000
16.750 1.0145 0.09632 0.08958 0.0492 0.0461 1.0000
17.000 0.9986 0.10167 0.09511 0.0481 0.0464 1.0000
17.250 0.9893 0.10727 0.10084 0.0472 0.0470 1.0000
17.500 0.9707 0.11219 0.10598 0.0452 0.0475 1.0000
17.750 0.9197 0.12189 0.11603 0.0397 0.0486 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 5-H-15 AIRFOIL (n5h15-il)