NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.74 at α=13.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n6h15-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-n6h15-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.2945 0.13571 0.12904 -0.0342 0.7578 0.1044
-11.750 -0.3042 0.13405 0.12744 -0.0382 0.7553 0.1070
-11.500 -0.3145 0.13218 0.12562 -0.0421 0.7530 0.1077
-11.250 -0.2970 0.12658 0.11998 -0.0415 0.7505 0.1092
-11.000 -0.2789 0.12213 0.11549 -0.0416 0.7476 0.1115
-10.750 -0.2695 0.11858 0.11194 -0.0432 0.7447 0.1138
-10.500 -0.2644 0.11524 0.10861 -0.0450 0.7419 0.1167
-10.250 -0.2636 0.11215 0.10554 -0.0472 0.7393 0.1198
-10.000 -0.2810 0.10977 0.10323 -0.0521 0.7371 0.1236
-9.750 -0.2961 0.10676 0.10026 -0.0564 0.7349 0.1242
-9.500 -0.2666 0.10181 0.09529 -0.0540 0.7320 0.1281
-9.250 -0.3035 0.09362 0.08697 -0.0649 0.7296 0.0775
-9.000 -0.2819 0.08962 0.08298 -0.0647 0.7267 0.0757
-8.750 -0.2806 0.08617 0.07951 -0.0653 0.7240 0.0738
-8.500 -0.2878 0.08289 0.07618 -0.0652 0.7217 0.0717
-8.000 -0.3249 0.07636 0.06919 -0.0629 0.7174 0.0643
-7.750 -0.3200 0.07340 0.06616 -0.0626 0.7142 0.0636
-7.500 -0.3179 0.07062 0.06325 -0.0616 0.7112 0.0630
-7.250 -0.3174 0.06800 0.06042 -0.0598 0.7085 0.0628
-7.000 -0.3175 0.06544 0.05758 -0.0575 0.7060 0.0632
-6.750 -0.3166 0.06302 0.05479 -0.0547 0.7039 0.0639
-6.500 -0.3136 0.06078 0.05216 -0.0521 0.7013 0.0644
-6.250 -0.3079 0.05878 0.04984 -0.0502 0.6980 0.0646
-6.000 -0.3006 0.05678 0.04751 -0.0481 0.6953 0.0646
-5.750 -0.2914 0.05481 0.04525 -0.0459 0.6928 0.0652
-5.500 -0.2773 0.05334 0.04372 -0.0448 0.6905 0.0672
-5.250 -0.2635 0.05198 0.04213 -0.0429 0.6885 0.0696
-5.000 -0.2483 0.05038 0.04014 -0.0409 0.6867 0.0712
-4.750 -0.2385 0.04951 0.03900 -0.0393 0.6828 0.0718
-4.500 -0.2245 0.04850 0.03766 -0.0377 0.6798 0.0731
-4.250 -0.2077 0.04760 0.03636 -0.0363 0.6775 0.0757
-4.000 -0.1874 0.04665 0.03500 -0.0352 0.6756 0.0781
-3.750 -0.1613 0.04556 0.03375 -0.0354 0.6739 0.0800
-3.500 -0.1316 0.04466 0.03264 -0.0359 0.6724 0.0825
-3.250 -0.0989 0.04394 0.03169 -0.0368 0.6710 0.0877
-3.000 -0.0767 0.04423 0.03175 -0.0376 0.6674 0.0915
-2.750 -0.0174 0.04364 0.03111 -0.0441 0.6651 0.0971
-2.500 0.0202 0.04362 0.03094 -0.0466 0.6631 0.1048
-2.000 0.3542 0.04030 0.02988 -0.0919 0.6635 1.0000
-1.750 0.3699 0.04118 0.03055 -0.0912 0.6615 1.0000
-1.500 0.3856 0.04199 0.03117 -0.0903 0.6597 1.0000
-1.250 0.4022 0.04268 0.03168 -0.0893 0.6578 1.0000
-1.000 0.4198 0.04326 0.03209 -0.0882 0.6562 1.0000
-0.750 0.4300 0.04447 0.03319 -0.0869 0.6535 1.0000
-0.500 0.4315 0.04620 0.03487 -0.0852 0.6505 1.0000
-0.250 0.4357 0.04762 0.03622 -0.0832 0.6481 1.0000
0.000 0.4427 0.04877 0.03729 -0.0812 0.6456 1.0000
0.250 0.4541 0.04966 0.03808 -0.0795 0.6433 1.0000
0.500 0.4683 0.05045 0.03877 -0.0780 0.6414 1.0000
0.750 0.4841 0.05121 0.03944 -0.0767 0.6399 1.0000
1.000 0.4673 0.05326 0.04150 -0.0723 0.6363 1.0000
1.250 0.4563 0.05469 0.04290 -0.0680 0.6323 1.0000
1.500 0.4577 0.05574 0.04390 -0.0649 0.6295 1.0000
1.750 0.4690 0.05655 0.04465 -0.0630 0.6270 1.0000
2.000 0.4892 0.05718 0.04521 -0.0621 0.6248 1.0000
2.250 0.4699 0.05852 0.04653 -0.0565 0.6184 1.0000
2.500 0.4782 0.05923 0.04720 -0.0542 0.6134 1.0000
2.750 0.5017 0.05963 0.04755 -0.0535 0.6099 1.0000
3.000 0.4962 0.06067 0.04857 -0.0497 0.6037 1.0000
3.250 0.5007 0.06154 0.04942 -0.0471 0.5986 1.0000
3.500 0.5187 0.06214 0.04999 -0.0459 0.5952 1.0000
3.750 0.5431 0.06265 0.05048 -0.0454 0.5929 1.0000
4.000 0.5206 0.06424 0.05209 -0.0403 0.5850 1.0000
4.250 0.5338 0.06499 0.05283 -0.0387 0.5811 1.0000
4.500 0.5556 0.06554 0.05337 -0.0379 0.5783 1.0000
4.750 0.5434 0.06695 0.05480 -0.0340 0.5709 1.0000
5.000 0.5542 0.06777 0.05563 -0.0322 0.5663 1.0000
5.250 0.5737 0.06839 0.05628 -0.0312 0.5633 1.0000
5.500 0.5662 0.06984 0.05775 -0.0280 0.5569 1.0000
5.750 0.5720 0.07090 0.05884 -0.0260 0.5519 1.0000
6.000 0.5886 0.07165 0.05964 -0.0248 0.5486 1.0000
6.250 0.5881 0.07291 0.06093 -0.0222 0.5427 1.0000
6.500 0.5913 0.07404 0.06210 -0.0201 0.5368 1.0000
6.750 0.6078 0.07477 0.06288 -0.0189 0.5334 1.0000
7.000 0.6093 0.07610 0.06425 -0.0167 0.5283 1.0000
7.250 0.6069 0.07760 0.06580 -0.0143 0.5227 1.0000
7.500 0.6186 0.07863 0.06690 -0.0129 0.5193 1.0000
7.750 0.6359 0.07948 0.06782 -0.0119 0.5168 1.0000
8.000 0.6218 0.08141 0.06979 -0.0089 0.5093 1.0000
8.250 0.6308 0.08253 0.07098 -0.0074 0.5053 1.0000
8.500 0.6470 0.08344 0.07197 -0.0063 0.5025 1.0000
8.750 0.6392 0.08524 0.07385 -0.0040 0.4963 1.0000
9.000 0.6488 0.08614 0.07483 -0.0024 0.4905 1.0000
9.250 0.6760 0.08622 0.07501 -0.0017 0.4866 1.0000
9.500 0.6677 0.08761 0.07646 0.0008 0.4764 1.0000
9.750 0.6959 0.08745 0.07645 0.0016 0.4722 1.0000
10.000 0.6882 0.08904 0.07810 0.0038 0.4622 1.0000
10.250 0.7025 0.08924 0.07841 0.0052 0.4539 1.0000
10.500 0.7294 0.08802 0.07732 0.0067 0.4446 1.0000
10.750 0.7349 0.08831 0.07774 0.0086 0.4327 1.0000
11.000 0.7442 0.08829 0.07782 0.0104 0.4207 1.0000
11.250 0.7555 0.08811 0.07777 0.0122 0.4088 1.0000
11.500 0.7691 0.08784 0.07764 0.0138 0.3977 1.0000
11.750 0.7885 0.08679 0.07675 0.0154 0.3864 1.0000
12.000 0.7989 0.08642 0.07653 0.0172 0.3707 1.0000
12.250 0.8111 0.08598 0.07625 0.0189 0.3544 1.0000
12.500 0.8282 0.08522 0.07567 0.0204 0.3404 1.0000
12.750 0.8418 0.08500 0.07564 0.0219 0.3248 1.0000
13.000 0.8418 0.08687 0.07769 0.0228 0.3030 1.0000
13.250 0.8404 0.08916 0.08014 0.0234 0.2744 1.0000
13.500 0.8623 0.08767 0.07865 0.0252 0.2319 1.0000
13.750 0.8982 0.08362 0.07384 0.0282 0.1906 1.0000
14.000 0.9022 0.08535 0.07539 0.0292 0.1702 1.0000
14.250 0.9076 0.08704 0.07699 0.0300 0.1575 1.0000
14.500 0.9146 0.08862 0.07851 0.0308 0.1481 1.0000
14.750 0.9240 0.09001 0.07992 0.0315 0.1412 1.0000
15.000 0.9335 0.09135 0.08124 0.0322 0.1346 1.0000
15.250 0.9440 0.09269 0.08266 0.0328 0.1289 1.0000
15.500 0.9552 0.09396 0.08402 0.0335 0.1235 1.0000
15.750 0.9725 0.09433 0.08438 0.0344 0.1194 1.0000
16.000 0.9836 0.09594 0.08627 0.0349 0.1151 1.0000
16.250 0.9956 0.09729 0.08774 0.0354 0.1101 1.0000
16.500 1.0087 0.09845 0.08894 0.0360 0.1047 1.0000
16.750 1.0089 0.10153 0.09226 0.0357 0.0992 1.0000
17.000 1.0187 0.10291 0.09358 0.0360 0.0924 1.0000
17.250 1.0116 0.10719 0.09817 0.0351 0.0876 1.0000
17.500 1.0308 0.10730 0.09810 0.0359 0.0805 1.0000
17.750 1.0168 0.11280 0.10400 0.0344 0.0777 1.0000
18.000 1.0060 0.11797 0.10947 0.0329 0.0745 1.0000
18.250 1.0032 0.12185 0.11350 0.0319 0.0709 1.0000
18.500 1.0086 0.12431 0.11596 0.0316 0.0666 1.0000
18.750 0.9848 0.13219 0.12415 0.0283 0.0656 1.0000
19.000 0.9580 0.14132 0.13353 0.0241 0.0650 1.0000
19.250 0.9259 0.15250 0.14490 0.0185 0.0650 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il)