NACA 63-415 AIRFOIL (n63415-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 63-415 AIRFOIL (n63415-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 29.96 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n63415-il-50000.txt Download as CSV file: xf-n63415-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 63-415 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3405 0.10948 0.10216 -0.0262 1.0000 0.3472
-9.750 -0.5478 0.07570 0.06888 -0.0603 1.0000 0.1529
-9.500 -0.5625 0.07182 0.06509 -0.0594 1.0000 0.1512
-9.250 -0.5913 0.06833 0.06169 -0.0575 1.0000 0.1489
-9.000 -0.6287 0.06501 0.05837 -0.0546 1.0000 0.1457
-8.750 -0.7023 0.06129 0.05411 -0.0502 1.0000 0.1382
-8.500 -0.7114 0.05825 0.05092 -0.0478 1.0000 0.1377
-8.250 -0.7196 0.05521 0.04760 -0.0455 1.0000 0.1377
-8.000 -0.7232 0.05221 0.04424 -0.0436 1.0000 0.1380
-7.750 -0.7221 0.04929 0.04092 -0.0420 1.0000 0.1387
-7.500 -0.7131 0.04623 0.03769 -0.0408 1.0000 0.1402
-7.250 -0.7014 0.04373 0.03503 -0.0396 1.0000 0.1422
-7.000 -0.6885 0.04167 0.03280 -0.0384 1.0000 0.1463
-6.750 -0.6743 0.03957 0.03029 -0.0375 1.0000 0.1506
-6.500 -0.6574 0.03750 0.02775 -0.0367 1.0000 0.1544
-6.250 -0.6395 0.03582 0.02614 -0.0357 1.0000 0.1611
-6.000 -0.6206 0.03441 0.02434 -0.0348 1.0000 0.1692
-5.750 -0.6021 0.03297 0.02308 -0.0336 1.0000 0.1779
-5.500 -0.5838 0.03175 0.02187 -0.0323 1.0000 0.1904
-5.250 -0.5659 0.03061 0.02082 -0.0310 1.0000 0.2067
-5.000 -0.5483 0.02944 0.01976 -0.0297 1.0000 0.2317
-4.750 -0.5316 0.02782 0.01873 -0.0286 1.0000 0.2814
-4.500 -0.5217 0.02661 0.01932 -0.0251 1.0000 0.4674
-4.250 -0.5171 0.02845 0.02137 -0.0183 1.0000 0.5628
-4.000 -0.5113 0.02999 0.02286 -0.0122 1.0000 0.6082
-3.750 -0.5061 0.03128 0.02411 -0.0062 1.0000 0.6414
-3.500 -0.5019 0.03241 0.02520 0.0000 1.0000 0.6703
-3.250 -0.4987 0.03334 0.02610 0.0063 1.0000 0.6968
-3.000 -0.4942 0.03398 0.02666 0.0118 1.0000 0.7258
-2.750 -0.4844 0.03489 0.02748 0.0170 0.9962 0.7549
-2.500 -0.4676 0.03579 0.02827 0.0210 0.9893 0.7835
-2.250 -0.4449 0.03648 0.02880 0.0230 0.9823 0.8118
-2.000 -0.4257 0.03664 0.02880 0.0248 0.9755 0.8366
-1.750 -0.3937 0.03704 0.02900 0.0239 0.9685 0.8592
-1.500 -0.3658 0.03701 0.02881 0.0230 0.9616 0.8772
-1.250 -0.3206 0.03746 0.02904 0.0186 0.9541 0.8946
-1.000 -0.2891 0.03742 0.02885 0.0162 0.9471 0.9100
-0.750 -0.2294 0.03816 0.02936 0.0087 0.9389 0.9247
-0.500 -0.1879 0.03831 0.02938 0.0041 0.9315 0.9381
-0.250 -0.1093 0.03932 0.03017 -0.0072 0.9226 0.9500
0.000 -0.0624 0.03962 0.03037 -0.0133 0.9149 0.9616
0.250 0.0137 0.04055 0.03115 -0.0243 0.9064 0.9729
0.500 0.0566 0.04090 0.03145 -0.0301 0.8987 0.9845
0.750 0.1308 0.04177 0.03223 -0.0409 0.8901 0.9960
1.000 0.1297 0.04196 0.03240 -0.0393 0.8840 1.0000
1.250 0.1261 0.04213 0.03255 -0.0369 0.8783 1.0000
1.500 0.1343 0.04256 0.03294 -0.0362 0.8728 1.0000
1.750 0.1100 0.04236 0.03274 -0.0307 0.8696 1.0000
2.000 0.0957 0.04229 0.03263 -0.0269 0.8670 1.0000
2.250 0.1021 0.04273 0.03302 -0.0265 0.8635 1.0000
2.500 0.1352 0.04391 0.03414 -0.0298 0.8554 1.0000
2.750 0.1479 0.04469 0.03488 -0.0305 0.8518 1.0000
3.000 0.1717 0.04579 0.03595 -0.0326 0.8456 1.0000
3.250 0.2044 0.04723 0.03735 -0.0357 0.8372 1.0000
3.500 0.2212 0.04838 0.03849 -0.0369 0.8325 1.0000
3.750 0.2594 0.05002 0.04011 -0.0403 0.8213 1.0000
4.000 0.2719 0.05126 0.04135 -0.0409 0.8168 1.0000
4.250 0.3085 0.05292 0.04301 -0.0438 0.8043 1.0000
4.500 0.3193 0.05430 0.04440 -0.0441 0.7994 1.0000
4.750 0.3510 0.05590 0.04603 -0.0462 0.7858 1.0000
5.000 0.3840 0.05747 0.04763 -0.0483 0.7708 1.0000
5.250 0.3927 0.05901 0.04921 -0.0482 0.7638 1.0000
5.500 0.4206 0.06048 0.05073 -0.0495 0.7471 1.0000
5.750 0.4467 0.06199 0.05231 -0.0505 0.7312 1.0000
6.000 0.4735 0.06344 0.05383 -0.0515 0.7141 1.0000
6.250 0.5012 0.06482 0.05529 -0.0523 0.6963 1.0000
6.500 0.5316 0.06610 0.05668 -0.0532 0.6779 1.0000
6.750 0.5717 0.06708 0.05780 -0.0544 0.6585 1.0000
7.000 0.5989 0.06820 0.05903 -0.0546 0.6396 1.0000
7.250 0.6156 0.06955 0.06049 -0.0542 0.6211 1.0000
7.500 0.6361 0.07076 0.06182 -0.0540 0.6017 1.0000
7.750 0.6651 0.07154 0.06275 -0.0538 0.5816 1.0000
8.000 0.7155 0.07084 0.06229 -0.0538 0.5610 1.0000
8.250 0.7281 0.07212 0.06369 -0.0528 0.5397 1.0000
8.500 0.7586 0.07190 0.06369 -0.0516 0.5169 1.0000
8.750 0.8147 0.06878 0.06086 -0.0497 0.4933 1.0000
9.000 0.8989 0.06041 0.05298 -0.0455 0.4664 1.0000
9.250 1.0763 0.03691 0.02993 -0.0371 0.3944 1.0000
9.500 1.0830 0.03615 0.02848 -0.0321 0.3237 1.0000
9.750 1.0771 0.03826 0.02994 -0.0283 0.2688 1.0000
10.000 1.0815 0.04069 0.03178 -0.0258 0.2264 1.0000
10.250 1.0995 0.04302 0.03377 -0.0245 0.1940 1.0000
10.500 1.1395 0.04535 0.03577 -0.0249 0.1680 1.0000
10.750 1.1738 0.04807 0.03852 -0.0255 0.1520 1.0000
11.000 1.2112 0.05119 0.04163 -0.0267 0.1396 1.0000
11.250 1.2181 0.05402 0.04485 -0.0250 0.1339 1.0000
11.500 1.2533 0.05785 0.04865 -0.0265 0.1262 1.0000
11.750 1.2428 0.06079 0.05204 -0.0234 0.1240 1.0000
12.000 1.2333 0.06416 0.05578 -0.0211 0.1220 1.0000
12.250 1.2217 0.06786 0.05981 -0.0192 0.1206 1.0000
12.500 1.2050 0.07199 0.06425 -0.0177 0.1200 1.0000
12.750 1.1812 0.07673 0.06929 -0.0168 0.1201 1.0000
13.000 1.1502 0.08236 0.07519 -0.0170 0.1209 1.0000
13.250 1.1143 0.08916 0.08225 -0.0184 0.1223 1.0000
13.500 1.0771 0.09713 0.09042 -0.0213 0.1239 1.0000
13.750 1.0435 0.10597 0.09939 -0.0252 0.1255 1.0000
14.000 1.0173 0.11509 0.10859 -0.0294 0.1267 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 63-415 AIRFOIL (n63415-il)