NACA 5-H-15 AIRFOIL (n5h15-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 5-H-15 AIRFOIL (n5h15-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.17 at α=14.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n5h15-il-50000.txt Download as CSV file: xf-n5h15-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.3499 0.12387 0.11812 -0.0314 1.0000 0.2849
-10.500 -0.3467 0.12161 0.11589 -0.0286 1.0000 0.2926
-10.250 -0.3759 0.12231 0.11670 -0.0258 1.0000 0.3014
-10.000 -0.3664 0.11960 0.11400 -0.0232 1.0000 0.3125
-9.750 -0.3859 0.11874 0.11322 -0.0208 1.0000 0.3214
-9.500 -0.4030 0.11827 0.11282 -0.0181 1.0000 0.3337
-9.250 -0.3922 0.11546 0.11000 -0.0159 1.0000 0.3456
-9.000 -0.3986 0.11373 0.10832 -0.0135 1.0000 0.3576
-8.750 -0.4098 0.11228 0.10693 -0.0109 1.0000 0.3713
-8.500 -0.4185 0.11075 0.10545 -0.0082 1.0000 0.3867
-8.250 -0.4197 0.10889 0.10362 -0.0057 1.0000 0.4039
-8.000 -0.4168 0.10678 0.10153 -0.0052 0.9964 0.4308
-7.750 -0.3974 0.10388 0.09860 -0.0052 0.9928 0.4633
-7.500 -0.3894 0.10185 0.09657 -0.0039 0.9889 0.4972
-6.000 -0.3131 0.08345 0.07807 -0.0099 0.9606 0.5826
-5.250 -0.5752 0.07375 0.06885 0.0047 0.9554 0.4521
-5.000 -0.6681 0.06318 0.05615 0.0004 0.9661 0.2219
-4.750 -0.6485 0.05908 0.05178 0.0005 0.9618 0.2012
-4.500 -0.6327 0.05611 0.04821 0.0015 0.9582 0.1853
-4.250 -0.6125 0.05373 0.04510 0.0024 0.9543 0.1726
-4.000 -0.5991 0.05161 0.04261 0.0043 0.9514 0.1661
-3.750 -0.5837 0.05036 0.04060 0.0065 0.9489 0.1586
-3.500 -0.5616 0.04873 0.03874 0.0068 0.9450 0.1560
-3.250 -0.5304 0.04755 0.03719 0.0058 0.9394 0.1540
-3.000 -0.5147 0.04666 0.03602 0.0073 0.9378 0.1543
-2.750 -0.4976 0.04601 0.03508 0.0084 0.9380 0.1555
-2.500 0.0930 0.04316 0.03463 -0.0805 0.8759 1.0000
-2.250 0.1040 0.04385 0.03503 -0.0790 0.8692 1.0000
-2.000 0.1121 0.04464 0.03559 -0.0771 0.8626 1.0000
-1.750 0.1129 0.04544 0.03622 -0.0741 0.8562 1.0000
-1.500 0.1339 0.04630 0.03683 -0.0742 0.8498 1.0000
-1.250 0.1203 0.04722 0.03768 -0.0691 0.8458 1.0000
-1.000 0.1159 0.04819 0.03853 -0.0655 0.8442 1.0000
-0.750 0.1122 0.04917 0.03940 -0.0621 0.8437 1.0000
-0.500 0.1075 0.05017 0.04029 -0.0587 0.8452 1.0000
-0.250 -0.0031 0.05093 0.04134 -0.0405 0.9254 1.0000
0.000 -0.1520 0.04770 0.03850 -0.0090 1.0000 1.0000
0.250 -0.1430 0.04825 0.03882 -0.0073 1.0000 1.0000
0.500 -0.1339 0.04882 0.03916 -0.0056 1.0000 1.0000
0.750 -0.1245 0.04939 0.03954 -0.0040 1.0000 1.0000
1.000 -0.1152 0.04998 0.03995 -0.0024 1.0000 1.0000
1.250 -0.1055 0.05057 0.04037 -0.0008 1.0000 1.0000
1.500 -0.0959 0.05118 0.04083 0.0007 1.0000 1.0000
1.750 -0.0723 0.05237 0.04184 -0.0008 0.9951 1.0000
2.000 -0.0324 0.05452 0.04382 -0.0056 0.9819 1.0000
2.250 0.0009 0.05599 0.04517 -0.0090 0.9653 1.0000
2.500 0.0296 0.05756 0.04661 -0.0112 0.9516 1.0000
2.750 0.0607 0.05970 0.04863 -0.0137 0.9402 1.0000
3.000 0.0821 0.06069 0.04955 -0.0142 0.9263 1.0000
3.250 0.0980 0.06149 0.05027 -0.0137 0.9141 1.0000
3.500 0.1133 0.06257 0.05129 -0.0132 0.9052 1.0000
3.750 0.1362 0.06423 0.05288 -0.0139 0.8968 1.0000
4.000 0.1456 0.06480 0.05340 -0.0122 0.8871 1.0000
4.250 0.1720 0.06713 0.05568 -0.0136 0.8808 1.0000
4.750 0.1984 0.06921 0.05769 -0.0117 0.8651 1.0000
5.000 0.2055 0.06954 0.05800 -0.0097 0.8554 1.0000
5.250 0.2274 0.07175 0.06019 -0.0103 0.8505 1.0000
5.500 0.2332 0.07196 0.06040 -0.0081 0.8404 1.0000
5.750 0.2542 0.07419 0.06262 -0.0085 0.8355 1.0000
6.000 0.2605 0.07451 0.06295 -0.0065 0.8252 1.0000
6.250 0.2736 0.07594 0.06439 -0.0057 0.8179 1.0000
6.500 0.2940 0.07773 0.06621 -0.0060 0.8080 1.0000
6.750 0.2990 0.07836 0.06686 -0.0040 0.7985 1.0000
7.000 0.3288 0.08155 0.07011 -0.0058 0.7914 1.0000
7.250 0.3284 0.08145 0.07004 -0.0031 0.7803 1.0000
7.500 0.3404 0.08310 0.07173 -0.0024 0.7724 1.0000
7.750 0.3622 0.08537 0.07408 -0.0030 0.7621 1.0000
8.000 0.3651 0.08609 0.07486 -0.0011 0.7509 1.0000
8.250 0.3793 0.08821 0.07706 -0.0009 0.7419 1.0000
8.500 0.4043 0.09112 0.08008 -0.0020 0.7302 1.0000
8.750 0.4062 0.09189 0.08092 -0.0003 0.7171 1.0000
9.000 0.4132 0.09354 0.08265 0.0006 0.7044 1.0000
9.250 0.4239 0.09566 0.08485 0.0010 0.6924 1.0000
9.500 0.4405 0.09840 0.08772 0.0006 0.6805 1.0000
9.750 0.4632 0.10163 0.09107 -0.0003 0.6670 1.0000
10.000 0.4718 0.10340 0.09295 0.0003 0.6527 1.0000
10.250 0.4752 0.10494 0.09457 0.0013 0.6387 1.0000
10.500 0.4788 0.10677 0.09649 0.0021 0.6257 1.0000
10.750 0.4861 0.10900 0.09883 0.0024 0.6126 1.0000
11.000 0.4959 0.11154 0.10148 0.0025 0.6008 1.0000
11.250 0.5078 0.11413 0.10420 0.0025 0.5871 1.0000
11.500 0.5214 0.11687 0.10706 0.0023 0.5734 1.0000
11.750 0.5311 0.11924 0.10955 0.0025 0.5583 1.0000
12.000 0.5395 0.12156 0.11199 0.0028 0.5429 1.0000
12.250 0.6088 0.11562 0.10638 0.0073 0.4486 1.0000
12.500 0.6678 0.11201 0.10314 0.0101 0.4082 1.0000
12.750 0.7068 0.10873 0.10018 0.0131 0.3774 1.0000
13.000 0.8781 0.06784 0.05874 0.0356 0.1794 1.0000
13.250 0.8727 0.07050 0.06070 0.0379 0.1459 1.0000
13.500 0.8819 0.07209 0.06211 0.0399 0.1254 1.0000
13.750 0.9012 0.07282 0.06270 0.0420 0.1109 1.0000
14.000 0.9481 0.07195 0.06183 0.0447 0.0994 1.0000
14.250 1.0177 0.07182 0.06175 0.0465 0.0910 1.0000
14.500 1.0235 0.07494 0.06525 0.0474 0.0889 1.0000
14.750 1.0251 0.07838 0.06899 0.0480 0.0875 1.0000
15.000 1.0195 0.08228 0.07318 0.0485 0.0860 1.0000
15.250 1.0087 0.08664 0.07781 0.0486 0.0856 1.0000
15.500 0.9896 0.09176 0.08321 0.0483 0.0859 1.0000
15.750 0.9639 0.09776 0.08946 0.0471 0.0867 1.0000
16.000 0.9345 0.10469 0.09662 0.0451 0.0880 1.0000
16.250 0.9043 0.11242 0.10452 0.0423 0.0893 1.0000
16.500 0.8759 0.12075 0.11297 0.0389 0.0907 1.0000
16.750 0.8562 0.12863 0.12090 0.0357 0.0918 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 5-H-15 AIRFOIL (n5h15-il)