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