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

NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 17.28 at α=15°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n6h15-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-n6h15-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 6-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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.000  -0.3278   0.14505   0.14033  -0.0247   0.7873   0.0698
 -12.750  -0.3350   0.14349   0.13881  -0.0291   0.7849   0.0718
 -12.500  -0.3429   0.14176   0.13711  -0.0333   0.7826   0.0723
 -12.250  -0.3319   0.13628   0.13161  -0.0338   0.7801   0.0734
 -12.000  -0.3072   0.13175   0.12699  -0.0316   0.7772   0.0766
 -11.750  -0.2973   0.12841   0.12368  -0.0337   0.7744   0.0797
 -11.500  -0.2931   0.12530   0.12059  -0.0364   0.7718   0.0825
 -11.250  -0.3027   0.12312   0.11846  -0.0412   0.7697   0.0851
 -11.000  -0.3180   0.12108   0.11648  -0.0468   0.7677   0.0858
 -10.750  -0.3354   0.11826   0.11369  -0.0527   0.7657   0.0861
 -10.500  -0.2842   0.11176   0.10707  -0.0441   0.7628   0.0896
 -10.250  -0.2739   0.10854   0.10385  -0.0454   0.7601   0.0930
 -10.000  -0.2712   0.10525   0.10060  -0.0485   0.7574   0.0965
  -9.750  -0.2845   0.10216   0.09757  -0.0544   0.7551   0.0995
  -9.500  -0.3103   0.09908   0.09452  -0.0611   0.7531   0.1004
  -9.250  -0.3390   0.09740   0.09277  -0.0623   0.7510   0.1007
  -9.000  -0.2753   0.09096   0.08640  -0.0588   0.7490   0.1065
  -8.750  -0.2778   0.08796   0.08338  -0.0600   0.7473   0.1096
  -8.500  -0.2910   0.08503   0.08043  -0.0627   0.7454   0.1134
  -8.250  -0.3191   0.08394   0.07927  -0.0631   0.7432   0.1155
  -8.000  -0.3546   0.08512   0.08010  -0.0612   0.7409   0.1167
  -7.750  -0.3067   0.07690   0.07225  -0.0636   0.7384   0.1221
  -7.500  -0.3055   0.07473   0.07001  -0.0628   0.7361   0.1268
  -7.250  -0.3418   0.07720   0.07190  -0.0587   0.7343   0.1329
  -7.000  -0.3189   0.07036   0.06534  -0.0597   0.7328   0.1363
  -6.750  -0.3087   0.06810   0.06306  -0.0583   0.7314   0.1412
  -6.500  -0.3220   0.06797   0.06253  -0.0559   0.7300   0.1508
  -6.250  -0.3027   0.06454   0.05929  -0.0570   0.7284   0.1553
  -6.000  -0.3122   0.06509   0.05947  -0.0541   0.7273   0.1672
  -5.750  -0.2968   0.06200   0.05658  -0.0543   0.7258   0.1731
  -5.500  -0.4432   0.07354   0.06879  -0.0400   0.8128   0.1421
  -5.000  -0.3060   0.05991   0.05431  -0.0462   0.7254   0.2062
  -4.750  -0.4000   0.06678   0.06131  -0.0347   0.7762   0.1799
  -4.500  -0.3802   0.06359   0.05797  -0.0332   0.7612   0.2025
  -4.000  -0.4972   0.06654   0.06115  -0.0136   0.8444   0.1733
  -3.750  -0.4824   0.06565   0.05991  -0.0122   0.8402   0.2008
  -3.500  -0.4808   0.06334   0.05769  -0.0087   0.8315   0.2069
  -2.500  -0.3852   0.05497   0.04692  -0.0012   0.8120   0.1122
  -2.250  -0.3509   0.05350   0.04475  -0.0006   0.8097   0.0986
  -2.000  -0.3422   0.05219   0.04323   0.0023   0.8028   0.0968
  -1.750  -0.3167   0.05152   0.04226   0.0029   0.7973   0.0979
  -1.500  -0.2833   0.05135   0.04180   0.0020   0.7946   0.0986
  -1.250  -0.2451   0.05170   0.04188   0.0002   0.7931   0.0994
  -1.000  -0.2487   0.05043   0.04050   0.0048   0.7833   0.0999
  -0.750  -0.2142   0.05033   0.04039   0.0032   0.7800   0.1046
  -0.500  -0.1753   0.05113   0.04117   0.0009   0.7780   0.1092
  -0.250  -0.1782   0.05016   0.04016   0.0052   0.7687   0.1116
   0.000   0.2316   0.05699   0.04983  -0.0682   0.7780   1.0000
   0.250   0.2230   0.05678   0.04954  -0.0629   0.7657   1.0000
   0.500   0.2593   0.05844   0.05104  -0.0648   0.7627   1.0000
   0.750   0.2453   0.05828   0.05083  -0.0591   0.7516   1.0000
   1.000   0.2773   0.05970   0.05213  -0.0603   0.7480   1.0000
   1.250   0.2676   0.05993   0.05231  -0.0554   0.7381   1.0000
   1.500   0.2945   0.06111   0.05339  -0.0557   0.7335   1.0000
   1.750   0.2935   0.06187   0.05411  -0.0524   0.7263   1.0000
   2.000   0.3111   0.06270   0.05486  -0.0514   0.7193   1.0000
   2.250   0.3449   0.06447   0.05656  -0.0528   0.7163   1.0000
   2.500   0.3294   0.06452   0.05659  -0.0475   0.7052   1.0000
   2.750   0.3604   0.06604   0.05805  -0.0484   0.7013   1.0000
   3.000   0.3502   0.06649   0.05849  -0.0440   0.6908   1.0000
   3.250   0.3792   0.06787   0.05982  -0.0446   0.6859   1.0000
   3.500   0.3718   0.06860   0.06054  -0.0408   0.6762   1.0000
   3.750   0.3958   0.06982   0.06173  -0.0407   0.6707   1.0000
   4.000   0.4322   0.07201   0.06390  -0.0423   0.6683   1.0000
   4.250   0.4076   0.07194   0.06383  -0.0365   0.6564   1.0000
   4.500   0.4382   0.07370   0.06558  -0.0373   0.6532   1.0000
   4.750   0.4190   0.07436   0.06624  -0.0327   0.6439   1.0000
   5.000   0.4389   0.07563   0.06751  -0.0322   0.6393   1.0000
   5.250   0.4705   0.07768   0.06956  -0.0331   0.6368   1.0000
   5.500   0.4450   0.07799   0.06987  -0.0280   0.6271   1.0000
   5.750   0.4646   0.07936   0.07125  -0.0275   0.6233   1.0000
   6.000   0.4911   0.08134   0.07326  -0.0278   0.6213   1.0000
   6.250   0.4661   0.08205   0.07398  -0.0233   0.6151   1.0000
   6.500   0.4755   0.08315   0.07510  -0.0218   0.6101   1.0000
   6.750   0.4977   0.08471   0.07668  -0.0216   0.6069   1.0000
   7.000   0.5343   0.08736   0.07937  -0.0228   0.6049   1.0000
   7.250   0.4986   0.08680   0.07881  -0.0171   0.5948   1.0000
   7.500   0.5263   0.08838   0.08045  -0.0172   0.5910   1.0000
   7.750   0.5134   0.08928   0.08137  -0.0140   0.5840   1.0000
   8.000   0.5306   0.09027   0.08240  -0.0130   0.5775   1.0000
   8.250   0.5677   0.09247   0.08467  -0.0138   0.5745   1.0000
   8.750   0.6154   0.08914   0.08142  -0.0091   0.5282   1.0000
   9.000   0.5932   0.09110   0.08341  -0.0060   0.5239   1.0000
   9.250   0.6699   0.08476   0.07715  -0.0044   0.4883   1.0000
   9.500   0.6806   0.08486   0.07731  -0.0022   0.4788   1.0000
   9.750   0.7299   0.08226   0.07485  -0.0014   0.4714   1.0000
  10.000   0.7235   0.08323   0.07587   0.0015   0.4605   1.0000
  10.250   0.7502   0.08170   0.07444   0.0034   0.4520   1.0000
  10.500   0.7812   0.07944   0.07229   0.0054   0.4438   1.0000
  11.500   0.8667   0.07184   0.06523   0.0149   0.4037   1.0000
  11.750   0.8947   0.06864   0.06220   0.0174   0.3902   1.0000
  12.000   0.9342   0.06343   0.05719   0.0202   0.3682   1.0000
  12.250   0.9721   0.05789   0.05080   0.0243   0.2317   1.0000
  12.500   0.9552   0.06071   0.05287   0.0269   0.1936   1.0000
  12.750   0.9551   0.06233   0.05426   0.0289   0.1729   1.0000
  13.000   0.9642   0.06307   0.05484   0.0306   0.1594   1.0000
  13.250   0.9799   0.06310   0.05467   0.0323   0.1489   1.0000
  13.500   0.9982   0.06316   0.05478   0.0338   0.1410   1.0000
  13.750   1.0244   0.06232   0.05379   0.0355   0.1337   1.0000
  14.000   1.0392   0.06298   0.05450   0.0366   0.1266   1.0000
  14.250   1.0586   0.06319   0.05463   0.0378   0.1189   1.0000
  14.500   1.0706   0.06423   0.05569   0.0388   0.1118   1.0000
  14.750   1.0884   0.06493   0.05641   0.0399   0.1047   1.0000
  15.000   1.1201   0.06483   0.05611   0.0410   0.0952   1.0000
  15.250   1.1220   0.06707   0.05864   0.0419   0.0905   1.0000
  15.500   1.1514   0.06807   0.05957   0.0429   0.0812   1.0000
  15.750   1.1505   0.07072   0.06250   0.0438   0.0768   1.0000
  16.000   1.1799   0.07279   0.06449   0.0445   0.0694   1.0000
  16.250   1.1673   0.07606   0.06811   0.0453   0.0677   1.0000
  16.500   1.1582   0.07964   0.07198   0.0460   0.0656   1.0000
  16.750   1.1523   0.08315   0.07574   0.0464   0.0636   1.0000
  17.000   1.1571   0.08583   0.07848   0.0467   0.0608   1.0000
  17.250   1.1669   0.09008   0.08277   0.0469   0.0582   1.0000
  17.500   1.1425   0.09457   0.08755   0.0467   0.0578   1.0000
  17.750   1.1214   0.09954   0.09277   0.0461   0.0576   1.0000
  18.000   1.0947   0.10528   0.09878   0.0450   0.0573   1.0000
  18.250   1.0716   0.11125   0.10498   0.0434   0.0574   1.0000
  18.500   1.0431   0.11815   0.11212   0.0411   0.0573   1.0000
  18.750   1.0190   0.12523   0.11938   0.0385   0.0576   1.0000
  19.000   0.9960   0.13270   0.12700   0.0356   0.0580   1.0000
  19.250   0.9684   0.14148   0.13591   0.0316   0.0583   1.0000
<< Back to NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il)