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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.53 at α=14.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n6h15-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-n6h15-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.000  -0.2077   0.12764   0.12186  -0.0770   0.9290   0.1823
 -11.750  -0.1755   0.12144   0.11561  -0.0766   0.9230   0.1895
 -11.500  -0.1804   0.12005   0.11422  -0.0793   0.9186   0.1975
 -11.250  -0.1643   0.11584   0.10998  -0.0799   0.9140   0.2048
 -11.000  -0.1685   0.11436   0.10853  -0.0821   0.9097   0.2138
 -10.750  -0.1517   0.11054   0.10468  -0.0823   0.9053   0.2250
 -10.500  -0.1751   0.11040   0.10462  -0.0854   0.9019   0.2318
 -10.250  -0.1611   0.10708   0.10128  -0.0853   0.8985   0.2478
 -10.000  -0.1479   0.10403   0.09823  -0.0853   0.8950   0.2633
  -9.750  -0.1384   0.10136   0.09556  -0.0854   0.8918   0.2785
  -9.500  -0.1351   0.09919   0.09342  -0.0855   0.8887   0.2952
  -9.250  -0.1398   0.09762   0.09187  -0.0854   0.8859   0.3130
  -9.000  -0.1210   0.09464   0.08887  -0.0842   0.8830   0.3354
  -8.750  -0.1196   0.09332   0.08759  -0.0828   0.8800   0.3602
  -8.500  -0.1114   0.09162   0.08590  -0.0807   0.8772   0.3937
  -8.250  -0.0887   0.08927   0.08354  -0.0785   0.8748   0.4387
  -8.000  -0.0711   0.08741   0.08165  -0.0762   0.8729   0.4864
  -7.750  -0.0342   0.08496   0.07915  -0.0743   0.8708   0.5557
  -7.500   0.0336   0.08191   0.07598  -0.0740   0.8684   0.6735
  -7.250   0.0878   0.07898   0.07297  -0.0769   0.8660   0.7592
  -7.000   0.1197   0.07668   0.07064  -0.0797   0.8639   0.8036
  -6.250   0.0505   0.07743   0.07162  -0.0681   0.8632   0.7598
  -6.000  -0.0169   0.07937   0.07374  -0.0581   0.8673   0.7194
  -5.750  -0.0614   0.08165   0.07618  -0.0468   0.8733   0.7326
  -5.500  -0.1129   0.08324   0.07793  -0.0362   0.8814   0.7308
  -4.750  -0.2432   0.08817   0.08339  -0.0015   0.9561   0.7884
  -4.250  -0.3467   0.08922   0.08474   0.0264   1.0000   0.8138
  -4.000  -0.4137   0.08557   0.08123   0.0345   1.0000   0.7600
  -3.750  -0.4779   0.08201   0.07780   0.0425   1.0000   0.7289
  -3.500  -0.5389   0.07803   0.07396   0.0498   1.0000   0.7031
  -3.250  -0.6181   0.07379   0.06987   0.0610   1.0000   0.6879
  -3.000  -0.7330   0.06602   0.06217   0.0695   1.0000   0.6378
  -2.750  -0.7484   0.06080   0.05667   0.0663   1.0000   0.6058
  -2.500  -0.7271   0.05731   0.05258   0.0575   1.0000   0.5531
  -2.250  -0.5936   0.05637   0.04815   0.0290   1.0000   0.2121
  -2.000  -0.5667   0.05436   0.04538   0.0300   1.0000   0.1793
  -1.750  -0.5460   0.05251   0.04305   0.0314   1.0000   0.1697
  -1.500  -0.5250   0.05148   0.04154   0.0327   1.0000   0.1639
  -1.250  -0.5045   0.04999   0.03977   0.0337   1.0000   0.1608
  -1.000  -0.4826   0.04886   0.03829   0.0346   1.0000   0.1570
  -0.750  -0.4602   0.04804   0.03716   0.0352   1.0000   0.1569
  -0.500  -0.4381   0.04746   0.03632   0.0357   1.0000   0.1596
  -0.250  -0.4147   0.04699   0.03558   0.0360   1.0000   0.1614
   0.000  -0.3886   0.04674   0.03507   0.0358   1.0000   0.1632
   0.250  -0.3450   0.04716   0.03536   0.0319   0.9989   0.1707
   0.500  -0.2892   0.04882   0.03686   0.0259   0.9940   0.1837
   0.750  -0.0552   0.05650   0.04696  -0.0117   1.0000   1.0000
   1.000  -0.0433   0.05721   0.04740  -0.0103   1.0000   1.0000
   1.250  -0.0316   0.05795   0.04792  -0.0089   1.0000   1.0000
   1.750   0.0559   0.06202   0.05150  -0.0202   0.9636   1.0000
   2.250   0.1226   0.06612   0.05526  -0.0261   0.9308   1.0000
   2.500   0.1479   0.06776   0.05678  -0.0274   0.9155   1.0000
   2.750   0.1724   0.06942   0.05834  -0.0284   0.9008   1.0000
   3.000   0.1923   0.07067   0.05950  -0.0285   0.8860   1.0000
   3.250   0.2088   0.07173   0.06049  -0.0280   0.8715   1.0000
   3.500   0.2220   0.07271   0.06141  -0.0270   0.8582   1.0000
   3.750   0.2348   0.07389   0.06254  -0.0260   0.8469   1.0000
   4.000   0.2646   0.07674   0.06532  -0.0278   0.8390   1.0000
   4.250   0.2709   0.07710   0.06565  -0.0257   0.8259   1.0000
   4.500   0.2788   0.07802   0.06654  -0.0239   0.8148   1.0000
   4.750   0.3080   0.08102   0.06951  -0.0255   0.8082   1.0000
   5.000   0.3076   0.08096   0.06943  -0.0225   0.7966   1.0000
   5.250   0.3190   0.08254   0.07099  -0.0214   0.7899   1.0000
   5.500   0.3317   0.08379   0.07223  -0.0204   0.7807   1.0000
   5.750   0.3410   0.08526   0.07370  -0.0191   0.7745   1.0000
   6.000   0.3531   0.08649   0.07494  -0.0181   0.7654   1.0000
   6.250   0.3654   0.08833   0.07678  -0.0173   0.7603   1.0000
   6.500   0.3713   0.08904   0.07751  -0.0154   0.7511   1.0000
   6.750   0.3956   0.09206   0.08055  -0.0162   0.7470   1.0000
   7.000   0.3871   0.09163   0.08014  -0.0125   0.7388   1.0000
   7.250   0.4062   0.09383   0.08238  -0.0126   0.7330   1.0000
   7.500   0.4078   0.09477   0.08333  -0.0104   0.7273   1.0000
   7.750   0.4177   0.09603   0.08464  -0.0093   0.7198   1.0000
   8.000   0.4448   0.09969   0.08836  -0.0105   0.7155   1.0000
   8.250   0.4348   0.09881   0.08752  -0.0068   0.7051   1.0000
   8.500   0.4646   0.10277   0.09154  -0.0082   0.6997   1.0000
   8.750   0.4539   0.10182   0.09064  -0.0046   0.6890   1.0000
   9.000   0.4822   0.10573   0.09464  -0.0059   0.6840   1.0000
   9.250   0.4703   0.10493   0.09388  -0.0025   0.6741   1.0000
   9.500   0.4986   0.10883   0.09791  -0.0038   0.6682   1.0000
   9.750   0.4877   0.10836   0.09748  -0.0008   0.6581   1.0000
  10.000   0.5163   0.11262   0.10186  -0.0022   0.6518   1.0000
  10.250   0.5071   0.11226   0.10157   0.0004   0.6404   1.0000
  10.500   0.5151   0.11459   0.10399   0.0009   0.6330   1.0000
  10.750   0.5321   0.11721   0.10675   0.0008   0.6219   1.0000
  11.000   0.5278   0.11826   0.10788   0.0023   0.6114   1.0000
  11.250   0.5391   0.12101   0.11074   0.0024   0.6019   1.0000
  11.500   0.5533   0.12353   0.11339   0.0025   0.5878   1.0000
  11.750   0.5594   0.12507   0.11503   0.0033   0.5713   1.0000
  12.000   0.6285   0.11974   0.10996   0.0067   0.4823   1.0000
  12.250   0.6766   0.11533   0.10580   0.0096   0.4385   1.0000
  12.500   0.7160   0.11240   0.10314   0.0118   0.4111   1.0000
  12.750   0.7527   0.10828   0.09931   0.0147   0.3806   1.0000
  13.000   0.8319   0.09488   0.08643   0.0212   0.3390   1.0000
  13.250   0.9388   0.07580   0.06753   0.0298   0.2768   1.0000
  13.500   0.9700   0.07307   0.06439   0.0328   0.2420   1.0000
  13.750   1.0046   0.07118   0.06208   0.0354   0.2205   1.0000
  14.000   1.0333   0.07096   0.06171   0.0373   0.2037   1.0000
  14.250   1.0747   0.07052   0.06127   0.0388   0.1887   1.0000
  14.500   1.1077   0.07133   0.06213   0.0400   0.1744   1.0000
  14.750   1.1317   0.07293   0.06375   0.0410   0.1613   1.0000
  15.000   1.1217   0.07648   0.06758   0.0419   0.1558   1.0000
  15.250   1.1351   0.07897   0.07013   0.0428   0.1463   1.0000
  15.500   1.1161   0.08346   0.07492   0.0434   0.1434   1.0000
  15.750   1.1357   0.08594   0.07738   0.0443   0.1339   1.0000
  16.000   1.1090   0.09128   0.08301   0.0444   0.1333   1.0000
  16.250   1.0798   0.09737   0.08936   0.0439   0.1333   1.0000
  16.500   1.0469   0.10440   0.09659   0.0427   0.1338   1.0000
  16.750   1.0145   0.11225   0.10460   0.0407   0.1347   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)