Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to NACA 5-H-15 AIRFOIL (n5h15-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 5-H-15 AIRFOIL (n5h15-il)