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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il)