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=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
<< Back to NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 6-H-15 AIRFOIL (n6h15-il)