Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NACA 4415 (naca4415-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 4415 (naca4415-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.41 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca4415-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca4415-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 4415                                       
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.3023   0.11984   0.11291  -0.0282   1.0000   0.2646
  -9.250  -0.3180   0.11905   0.11223  -0.0266   1.0000   0.2727
  -9.000  -0.3606   0.12039   0.11377  -0.0250   1.0000   0.2751
  -8.750  -0.3166   0.11359   0.10690  -0.0230   1.0000   0.2863
  -8.500  -0.3522   0.11422   0.10770  -0.0209   1.0000   0.2930
  -8.250  -0.3298   0.10954   0.10301  -0.0189   1.0000   0.3023
  -8.000  -0.3562   0.10934   0.10295  -0.0164   1.0000   0.3110
  -7.750  -0.3546   0.10613   0.09979  -0.0144   1.0000   0.3175
  -7.500  -0.3634   0.10467   0.09841  -0.0117   1.0000   0.3282
  -7.250  -0.4154   0.10580   0.09977  -0.0080   1.0000   0.3317
  -7.000  -0.3827   0.10100   0.09492  -0.0064   1.0000   0.3471
  -6.750  -0.4337   0.10173   0.09585  -0.0022   1.0000   0.3506
  -6.500  -0.4088   0.09769   0.09178  -0.0004   1.0000   0.3667
  -6.250  -0.5745   0.07530   0.06914  -0.0236   1.0000   0.1854
  -6.000  -0.5763   0.07111   0.06488  -0.0230   1.0000   0.1842
  -5.750  -0.5787   0.06647   0.06007  -0.0229   1.0000   0.1829
  -5.500  -0.5804   0.06135   0.05462  -0.0234   1.0000   0.1833
  -5.250  -0.5795   0.05606   0.04879  -0.0239   1.0000   0.1850
  -5.000  -0.5697   0.05435   0.04713  -0.0221   1.0000   0.1909
  -4.750  -0.5605   0.05182   0.04434  -0.0212   1.0000   0.1977
  -4.500  -0.5518   0.04822   0.04011  -0.0207   1.0000   0.2044
  -4.250  -0.5390   0.04738   0.03935  -0.0190   1.0000   0.2131
  -4.000  -0.5272   0.04515   0.03669  -0.0181   1.0000   0.2230
  -3.750  -0.5138   0.04423   0.03571  -0.0167   1.0000   0.2331
  -3.500  -0.5005   0.04296   0.03423  -0.0154   1.0000   0.2437
  -3.250  -0.4862   0.04187   0.03270  -0.0144   1.0000   0.2562
  -3.000  -0.4586   0.04151   0.03236  -0.0154   0.9948   0.2706
  -2.750  -0.4134   0.04135   0.03193  -0.0195   0.9807   0.2902
  -2.500  -0.3760   0.04108   0.03149  -0.0221   0.9687   0.3079
  -2.250  -0.3387   0.04091   0.03116  -0.0246   0.9572   0.3266
  -2.000  -0.3077   0.04063   0.03077  -0.0259   0.9458   0.3454
  -1.750  -0.2778   0.04043   0.03046  -0.0271   0.9345   0.3656
  -1.500  -0.2446   0.04041   0.03032  -0.0288   0.9238   0.3902
  -1.250  -0.2077   0.04046   0.03048  -0.0308   0.9134   0.4191
  -1.000  -0.1822   0.04038   0.03040  -0.0312   0.9024   0.4496
  -0.750  -0.1448   0.04053   0.03071  -0.0334   0.8925   0.4937
  -0.500  -0.1118   0.04052   0.03100  -0.0346   0.8821   0.5523
  -0.250   0.0140   0.03977   0.03184  -0.0526   0.8700   1.0000
   0.000   0.0526   0.04068   0.03212  -0.0559   0.8600   1.0000
   0.250   0.0713   0.04141   0.03254  -0.0555   0.8492   1.0000
   0.500   0.0948   0.04229   0.03315  -0.0558   0.8392   1.0000
   0.750   0.1254   0.04319   0.03381  -0.0571   0.8295   1.0000
   1.000   0.1388   0.04410   0.03454  -0.0559   0.8193   1.0000
   1.250   0.1797   0.04506   0.03528  -0.0585   0.8101   1.0000
   1.500   0.1819   0.04607   0.03617  -0.0558   0.8002   1.0000
   1.750   0.2219   0.04705   0.03696  -0.0581   0.7911   1.0000
   2.000   0.2235   0.04817   0.03800  -0.0556   0.7814   1.0000
   2.250   0.2575   0.04920   0.03889  -0.0570   0.7725   1.0000
   2.500   0.2635   0.05040   0.04001  -0.0551   0.7630   1.0000
   2.750   0.2921   0.05151   0.04101  -0.0559   0.7538   1.0000
   3.000   0.3020   0.05278   0.04223  -0.0546   0.7446   1.0000
   3.250   0.3269   0.05399   0.04335  -0.0549   0.7356   1.0000
   3.500   0.3381   0.05534   0.04465  -0.0538   0.7265   1.0000
   3.750   0.3596   0.05664   0.04588  -0.0538   0.7172   1.0000
   4.000   0.3726   0.05808   0.04728  -0.0530   0.7084   1.0000
   4.250   0.3912   0.05948   0.04865  -0.0527   0.6991   1.0000
   4.500   0.4077   0.06091   0.05005  -0.0522   0.6899   1.0000
   4.750   0.4208   0.06251   0.05162  -0.0515   0.6805   1.0000
   5.000   0.4471   0.06372   0.05280  -0.0518   0.6705   1.0000
   5.250   0.4489   0.06572   0.05480  -0.0503   0.6617   1.0000
   5.500   0.4923   0.06649   0.05556  -0.0518   0.6508   1.0000
   5.750   0.4763   0.06908   0.05815  -0.0491   0.6422   1.0000
   6.000   0.5130   0.07009   0.05916  -0.0500   0.6312   1.0000
   6.250   0.5051   0.07253   0.06162  -0.0481   0.6221   1.0000
   6.500   0.5284   0.07403   0.06313  -0.0481   0.6114   1.0000
   6.750   0.5439   0.07569   0.06481  -0.0477   0.6005   1.0000
   7.000   0.5460   0.07807   0.06720  -0.0466   0.5907   1.0000
   7.250   0.5799   0.07899   0.06816  -0.0469   0.5777   1.0000
   7.500   0.5753   0.08164   0.07083  -0.0456   0.5673   1.0000
   7.750   0.5871   0.08360   0.07282  -0.0450   0.5555   1.0000
   8.000   0.6177   0.08455   0.07380  -0.0448   0.5419   1.0000
   8.250   0.6167   0.08725   0.07656  -0.0440   0.5312   1.0000
   8.500   0.6234   0.08953   0.07887  -0.0432   0.5190   1.0000
   8.750   0.6488   0.09073   0.08011  -0.0428   0.5057   1.0000
   9.000   0.6783   0.09154   0.08098  -0.0423   0.4925   1.0000
   9.250   0.6547   0.09613   0.08559  -0.0416   0.4832   1.0000
   9.500   0.6776   0.09756   0.08709  -0.0411   0.4706   1.0000
   9.750   0.6957   0.09920   0.08879  -0.0406   0.4585   1.0000
  10.000   0.6806   0.10372   0.09334  -0.0405   0.4509   1.0000
  10.250   0.7130   0.10444   0.09413  -0.0398   0.4378   1.0000
  10.500   0.6876   0.10997   0.09969  -0.0403   0.4328   1.0000
  10.750   0.7191   0.11097   0.10077  -0.0397   0.4207   1.0000
  11.000   0.6996   0.11651   0.10635  -0.0406   0.4186   1.0000
  11.250   0.6903   0.12126   0.11114  -0.0415   0.4178   1.0000
  11.500   0.6977   0.12626   0.11622  -0.0430   0.4231   1.0000
<< Back to NACA 4415 (naca4415-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 4415 (naca4415-il)