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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 4415 (naca4415-il)