NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 23.08 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n6h15-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-n6h15-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.3333 0.12551 0.11999 -0.0242 0.6870 0.0524
-11.250 -0.3374 0.12203 0.11656 -0.0280 0.6849 0.0529
-11.000 -0.3395 0.11825 0.11283 -0.0314 0.6826 0.0531
-10.750 -0.3412 0.11426 0.10886 -0.0346 0.6804 0.0532
-10.500 -0.3431 0.11002 0.10465 -0.0378 0.6784 0.0533
-10.250 -0.3447 0.10573 0.10037 -0.0410 0.6765 0.0533
-10.000 -0.3482 0.10126 0.09589 -0.0441 0.6747 0.0533
-9.750 -0.3224 0.09583 0.09038 -0.0396 0.6731 0.0421
-9.500 -0.3184 0.09218 0.08671 -0.0401 0.6716 0.0402
-9.250 -0.3235 0.08767 0.08222 -0.0433 0.6698 0.0395
-9.000 -0.3308 0.08332 0.07789 -0.0460 0.6674 0.0389
-8.750 -0.3432 0.07877 0.07333 -0.0476 0.6651 0.0375
-8.500 -0.3541 0.07522 0.06972 -0.0473 0.6628 0.0376
-8.250 -0.3653 0.07202 0.06644 -0.0460 0.6607 0.0375
-8.000 -0.3712 0.06862 0.06290 -0.0447 0.6589 0.0375
-7.750 -0.3774 0.06476 0.05885 -0.0430 0.6573 0.0370
-7.500 -0.3842 0.06019 0.05397 -0.0405 0.6559 0.0360
-7.250 -0.3866 0.05565 0.04907 -0.0379 0.6541 0.0355
-7.000 -0.3800 0.05259 0.04580 -0.0362 0.6514 0.0357
-6.750 -0.3691 0.05050 0.04354 -0.0349 0.6489 0.0365
-6.500 -0.3568 0.04859 0.04143 -0.0334 0.6467 0.0381
-6.250 -0.3461 0.04592 0.03843 -0.0312 0.6448 0.0393
-6.000 -0.3348 0.04296 0.03504 -0.0288 0.6432 0.0401
-5.750 -0.3210 0.04014 0.03174 -0.0264 0.6417 0.0408
-5.500 -0.3050 0.03765 0.02858 -0.0239 0.6404 0.0428
-5.250 -0.2852 0.03579 0.02647 -0.0230 0.6384 0.0443
-5.000 -0.2620 0.03447 0.02497 -0.0228 0.6353 0.0455
-4.750 -0.2379 0.03331 0.02361 -0.0226 0.6327 0.0470
-4.500 -0.2127 0.03226 0.02230 -0.0222 0.6305 0.0497
-4.250 -0.1849 0.03099 0.02070 -0.0222 0.6287 0.0516
-4.000 -0.1551 0.02984 0.01923 -0.0224 0.6272 0.0529
-3.750 -0.1258 0.02884 0.01819 -0.0230 0.6259 0.0556
-3.500 -0.0968 0.02815 0.01741 -0.0233 0.6248 0.0582
-3.250 -0.0659 0.02742 0.01657 -0.0240 0.6235 0.0602
-3.000 -0.0364 0.02720 0.01634 -0.0252 0.6205 0.0624
-2.750 -0.0086 0.02697 0.01610 -0.0258 0.6181 0.0655
-2.500 0.0173 0.02673 0.01593 -0.0261 0.6159 0.0695
-2.250 0.0425 0.02651 0.01567 -0.0259 0.6140 0.0733
-2.000 0.0678 0.02630 0.01536 -0.0256 0.6123 0.0777
-1.750 0.0962 0.02606 0.01515 -0.0259 0.6110 0.0855
-1.500 0.2375 0.02466 0.01651 -0.0449 0.6108 0.7985
-1.250 0.2170 0.02472 0.01646 -0.0364 0.6095 0.8362
-1.000 0.2704 0.02642 0.01795 -0.0388 0.6087 0.9173
-0.750 0.4135 0.02654 0.01769 -0.0601 0.6084 0.9768
-0.500 0.4831 0.02659 0.01767 -0.0700 0.6059 0.9953
-0.250 0.5211 0.02702 0.01807 -0.0736 0.6034 1.0000
0.000 0.5440 0.02765 0.01866 -0.0738 0.6012 1.0000
0.250 0.5664 0.02811 0.01909 -0.0738 0.5992 1.0000
0.500 0.5886 0.02848 0.01940 -0.0735 0.5975 1.0000
0.750 0.6106 0.02884 0.01973 -0.0731 0.5961 1.0000
1.000 0.6324 0.02921 0.02006 -0.0727 0.5950 1.0000
1.250 0.6543 0.02948 0.02029 -0.0721 0.5939 1.0000
1.500 0.6763 0.02969 0.02046 -0.0714 0.5929 1.0000
1.750 0.6871 0.03257 0.02353 -0.0727 0.5864 1.0000
2.000 0.7048 0.03332 0.02428 -0.0721 0.5835 1.0000
2.250 0.7243 0.03367 0.02463 -0.0712 0.5814 1.0000
2.500 0.7449 0.03387 0.02481 -0.0703 0.5799 1.0000
2.750 0.7658 0.03401 0.02496 -0.0693 0.5787 1.0000
3.000 0.7871 0.03411 0.02504 -0.0683 0.5776 1.0000
3.500 0.7914 0.03847 0.02960 -0.0656 0.5652 1.0000
3.750 0.8138 0.03829 0.02943 -0.0644 0.5638 1.0000
4.000 0.8367 0.03806 0.02921 -0.0632 0.5626 1.0000
4.750 0.7658 0.04698 0.03831 -0.0497 0.5394 1.0000
5.000 0.7702 0.04774 0.03910 -0.0468 0.5359 1.0000
5.250 0.7867 0.04798 0.03937 -0.0452 0.5339 1.0000
5.500 0.8072 0.04804 0.03948 -0.0440 0.5325 1.0000
6.000 0.7815 0.05133 0.04284 -0.0355 0.5192 1.0000
6.250 0.8081 0.05081 0.04236 -0.0347 0.5174 1.0000
7.250 0.8126 0.05380 0.04553 -0.0229 0.4903 1.0000
7.500 0.8477 0.05196 0.04376 -0.0220 0.4875 1.0000
7.750 0.8292 0.05398 0.04581 -0.0180 0.4762 1.0000
8.000 0.8588 0.05251 0.04442 -0.0167 0.4731 1.0000
8.250 0.8425 0.05449 0.04644 -0.0129 0.4618 1.0000
10.250 0.8664 0.05940 0.05188 0.0073 0.3976 1.0000
10.500 0.8780 0.05914 0.05169 0.0095 0.3887 1.0000
10.750 0.8810 0.05998 0.05261 0.0117 0.3764 1.0000
11.000 0.8944 0.05971 0.05238 0.0136 0.3621 1.0000
11.250 0.9225 0.05771 0.05032 0.0153 0.3397 1.0000
11.500 0.9448 0.05653 0.04901 0.0171 0.3120 1.0000
11.750 0.9477 0.05779 0.05022 0.0188 0.2690 1.0000
12.000 0.9398 0.05945 0.05104 0.0215 0.1964 1.0000
12.250 0.9327 0.06205 0.05346 0.0230 0.1663 1.0000
12.500 0.9276 0.06461 0.05588 0.0243 0.1411 1.0000
12.750 0.9247 0.06707 0.05822 0.0253 0.1251 1.0000
13.000 0.9246 0.06932 0.06040 0.0262 0.1162 1.0000
13.250 0.9270 0.07133 0.06239 0.0270 0.1101 1.0000
13.500 0.9297 0.07332 0.06435 0.0278 0.1051 1.0000
13.750 0.9362 0.07493 0.06603 0.0285 0.1013 1.0000
14.000 0.9434 0.07643 0.06757 0.0292 0.0981 1.0000
14.250 0.9523 0.07767 0.06881 0.0299 0.0954 1.0000
14.500 0.9655 0.07828 0.06942 0.0308 0.0931 1.0000
14.750 0.9806 0.07878 0.07002 0.0316 0.0912 1.0000
15.000 0.9959 0.07928 0.07063 0.0325 0.0885 1.0000
15.250 1.0083 0.08017 0.07155 0.0331 0.0848 1.0000
15.500 1.0230 0.08058 0.07186 0.0340 0.0800 1.0000
15.750 1.0289 0.08260 0.07408 0.0341 0.0761 1.0000
16.000 1.0354 0.08445 0.07600 0.0342 0.0718 1.0000
16.250 1.0489 0.08509 0.07653 0.0349 0.0675 1.0000
16.500 1.0512 0.08773 0.07947 0.0346 0.0645 1.0000
16.750 1.0568 0.08985 0.08176 0.0346 0.0612 1.0000
17.000 1.0610 0.09210 0.08408 0.0344 0.0578 1.0000
17.250 1.0654 0.09429 0.08631 0.0343 0.0542 1.0000
17.500 1.0665 0.09725 0.08953 0.0338 0.0508 1.0000
17.750 1.0656 0.10040 0.09281 0.0331 0.0472 1.0000
18.000 1.0661 0.10327 0.09566 0.0325 0.0446 1.0000
18.250 1.0652 0.10669 0.09940 0.0318 0.0411 1.0000
18.500 1.0637 0.11013 0.10296 0.0308 0.0384 1.0000
18.750 1.0624 0.11352 0.10639 0.0296 0.0365 1.0000
19.000 1.0599 0.11732 0.11047 0.0286 0.0335 1.0000
19.250 1.0572 0.12112 0.11440 0.0272 0.0317 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il)