NACA 5-H-15 AIRFOIL (n5h15-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 5-H-15 AIRFOIL (n5h15-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.75 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n5h15-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-n5h15-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.3857 0.09013 0.08349 -0.0716 0.8826 0.0816
-10.250 -0.3766 0.08659 0.07993 -0.0722 0.8775 0.0805
-10.000 -0.3797 0.08262 0.07591 -0.0736 0.8725 0.0794
-9.750 -0.3894 0.07862 0.07184 -0.0747 0.8674 0.0784
-9.500 -0.4028 0.07484 0.06798 -0.0751 0.8617 0.0774
-9.250 -0.4176 0.07159 0.06460 -0.0739 0.8565 0.0765
-9.000 -0.4326 0.06881 0.06167 -0.0719 0.8511 0.0758
-8.750 -0.4437 0.06601 0.05868 -0.0698 0.8461 0.0753
-8.500 -0.4517 0.06344 0.05587 -0.0674 0.8418 0.0754
-8.250 -0.4560 0.06100 0.05316 -0.0651 0.8369 0.0758
-8.000 -0.4582 0.05872 0.05060 -0.0626 0.8319 0.0764
-7.750 -0.4581 0.05652 0.04807 -0.0599 0.8277 0.0769
-7.500 -0.4553 0.05438 0.04560 -0.0574 0.8232 0.0770
-7.250 -0.4502 0.05234 0.04322 -0.0550 0.8185 0.0768
-7.000 -0.4420 0.05037 0.04090 -0.0527 0.8144 0.0766
-6.750 -0.4314 0.04851 0.03868 -0.0504 0.8108 0.0766
-6.500 -0.4197 0.04688 0.03672 -0.0486 0.8057 0.0767
-6.250 -0.4049 0.04531 0.03480 -0.0470 0.8013 0.0769
-6.000 -0.3864 0.04378 0.03289 -0.0456 0.7978 0.0774
-5.750 -0.3690 0.04262 0.03138 -0.0442 0.7934 0.0790
-5.500 -0.3509 0.04166 0.03006 -0.0429 0.7883 0.0808
-5.250 -0.3272 0.04056 0.02864 -0.0423 0.7842 0.0822
-5.000 -0.2947 0.03906 0.02697 -0.0431 0.7812 0.0835
-4.750 -0.2684 0.03814 0.02597 -0.0435 0.7748 0.0847
-4.500 -0.2314 0.03705 0.02476 -0.0451 0.7698 0.0866
-4.250 -0.1849 0.03592 0.02347 -0.0478 0.7661 0.0894
-4.000 -0.1504 0.03539 0.02280 -0.0494 0.7586 0.0931
-3.750 -0.1166 0.03469 0.02204 -0.0503 0.7535 0.0986
-3.500 -0.0901 0.03420 0.02148 -0.0501 0.7484 0.1044
-3.250 -0.0703 0.03401 0.02117 -0.0492 0.7417 0.1096
-3.000 -0.0477 0.03350 0.02067 -0.0482 0.7372 0.1167
-2.750 -0.0307 0.03331 0.02047 -0.0467 0.7313 0.1271
-2.500 0.0557 0.03162 0.02206 -0.0534 0.7285 0.8170
-2.250 0.2778 0.03214 0.02165 -0.0837 0.7277 0.9964
-2.000 0.3042 0.03199 0.02129 -0.0843 0.7229 1.0000
-1.750 0.3222 0.03209 0.02123 -0.0833 0.7181 1.0000
-1.500 0.3396 0.03244 0.02147 -0.0827 0.7111 1.0000
-1.250 0.3579 0.03250 0.02139 -0.0815 0.7065 1.0000
-1.000 0.3751 0.03285 0.02164 -0.0807 0.7004 1.0000
-0.750 0.3922 0.03317 0.02186 -0.0797 0.6941 1.0000
-0.500 0.4112 0.03319 0.02176 -0.0784 0.6900 1.0000
-0.250 0.4259 0.03384 0.02237 -0.0776 0.6824 1.0000
0.250 0.4633 0.03409 0.02244 -0.0750 0.6736 1.0000
0.500 0.4741 0.03512 0.02348 -0.0740 0.6649 1.0000
0.750 0.4922 0.03535 0.02365 -0.0727 0.6606 1.0000
1.000 0.5075 0.03586 0.02412 -0.0714 0.6554 1.0000
1.250 0.5181 0.03676 0.02502 -0.0698 0.6480 1.0000
1.500 0.5370 0.03693 0.02514 -0.0685 0.6442 1.0000
1.750 0.5436 0.03811 0.02633 -0.0666 0.6366 1.0000
2.000 0.5563 0.03877 0.02698 -0.0650 0.6312 1.0000
2.250 0.5753 0.03900 0.02718 -0.0636 0.6282 1.0000
2.500 0.5713 0.04090 0.02912 -0.0609 0.6198 1.0000
2.750 0.5820 0.04171 0.02994 -0.0591 0.6154 1.0000
3.000 0.5996 0.04211 0.03033 -0.0577 0.6127 1.0000
3.250 0.5854 0.04441 0.03266 -0.0538 0.6041 1.0000
3.500 0.5939 0.04528 0.03354 -0.0516 0.5998 1.0000
3.750 0.6104 0.04576 0.03404 -0.0501 0.5972 1.0000
4.000 0.5833 0.04841 0.03669 -0.0448 0.5893 1.0000
4.250 0.5816 0.04964 0.03793 -0.0414 0.5853 1.0000
4.500 0.5912 0.05048 0.03879 -0.0394 0.5828 1.0000
4.750 0.6070 0.05112 0.03946 -0.0379 0.5809 1.0000
5.000 0.5638 0.05392 0.04223 -0.0306 0.5728 1.0000
5.250 0.5690 0.05498 0.04331 -0.0282 0.5697 1.0000
5.500 0.5792 0.05592 0.04430 -0.0264 0.5675 1.0000
5.750 0.5929 0.05677 0.04520 -0.0249 0.5658 1.0000
6.000 0.5631 0.05937 0.04780 -0.0198 0.5602 1.0000
6.250 0.5648 0.06065 0.04911 -0.0173 0.5565 1.0000
6.500 0.5734 0.06173 0.05025 -0.0155 0.5539 1.0000
6.750 0.5852 0.06277 0.05136 -0.0141 0.5520 1.0000
7.000 0.5785 0.06445 0.05306 -0.0112 0.5473 1.0000
7.250 0.5824 0.06545 0.05413 -0.0089 0.5410 1.0000
7.500 0.6102 0.06541 0.05419 -0.0081 0.5367 1.0000
7.750 0.6032 0.06668 0.05550 -0.0050 0.5272 1.0000
8.000 0.6285 0.06671 0.05565 -0.0041 0.5225 1.0000
8.500 0.6409 0.06873 0.05785 -0.0003 0.5091 1.0000
8.750 0.6447 0.06990 0.05912 0.0017 0.5016 1.0000
9.000 0.6599 0.07045 0.05979 0.0030 0.4949 1.0000
9.250 0.6669 0.07145 0.06092 0.0047 0.4868 1.0000
9.500 0.6845 0.07179 0.06142 0.0060 0.4795 1.0000
9.750 0.6887 0.07295 0.06270 0.0078 0.4696 1.0000
10.000 0.7142 0.07270 0.06265 0.0089 0.4631 1.0000
10.250 0.7152 0.07403 0.06410 0.0107 0.4512 1.0000
10.750 0.7500 0.07424 0.06472 0.0136 0.4324 1.0000
11.000 0.7547 0.07523 0.06587 0.0153 0.4190 1.0000
11.250 0.7658 0.07542 0.06624 0.0171 0.4051 1.0000
11.500 0.7877 0.07333 0.06435 0.0196 0.3868 1.0000
11.750 0.7983 0.07238 0.06356 0.0221 0.3648 1.0000
12.000 0.8004 0.07273 0.06405 0.0240 0.3390 1.0000
12.500 0.8279 0.07045 0.06171 0.0285 0.2522 1.0000
12.750 0.8371 0.07030 0.06090 0.0309 0.1822 1.0000
13.000 0.8311 0.07317 0.06345 0.0318 0.1395 1.0000
13.250 0.8220 0.07662 0.06650 0.0324 0.1067 1.0000
13.500 0.8151 0.08004 0.06963 0.0329 0.0848 1.0000
13.750 0.8112 0.08318 0.07259 0.0333 0.0725 1.0000
14.000 0.8095 0.08614 0.07547 0.0337 0.0634 1.0000
14.250 0.8111 0.08871 0.07801 0.0340 0.0589 1.0000
14.500 0.8145 0.09108 0.08039 0.0345 0.0544 1.0000
14.750 0.8212 0.09303 0.08245 0.0352 0.0512 1.0000
15.000 0.8281 0.09495 0.08442 0.0357 0.0485 1.0000
15.250 0.8356 0.09674 0.08620 0.0363 0.0463 1.0000
15.500 0.8460 0.09841 0.08807 0.0370 0.0439 1.0000
15.750 0.8558 0.10022 0.09007 0.0375 0.0419 1.0000
16.000 0.8635 0.10235 0.09237 0.0378 0.0398 1.0000
16.250 0.8731 0.10422 0.09435 0.0382 0.0386 1.0000
16.500 0.8849 0.10584 0.09605 0.0388 0.0376 1.0000
16.750 0.8907 0.10874 0.09919 0.0388 0.0371 1.0000
17.000 0.8911 0.11251 0.10323 0.0380 0.0368 1.0000
17.250 0.8842 0.11760 0.10861 0.0365 0.0363 1.0000
17.500 0.8763 0.12291 0.11416 0.0345 0.0363 1.0000
17.750 0.8629 0.12944 0.12092 0.0317 0.0361 1.0000
18.000 0.8489 0.13639 0.12807 0.0284 0.0362 1.0000
18.250 0.8326 0.14431 0.13616 0.0244 0.0364 1.0000
18.500 0.8161 0.15286 0.14484 0.0199 0.0367 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 5-H-15 AIRFOIL (n5h15-il)