NACA 63(2)-615 (naca632615-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 63(2)-615 (naca632615-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 27.78 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca632615-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca632615-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 63(2)-615
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 -0.2984 0.11049 0.10367 -0.0324 1.0000 0.3395
-9.250 -0.2949 0.10768 0.10092 -0.0308 1.0000 0.3470
-9.000 -0.3183 0.10786 0.10126 -0.0278 1.0000 0.3572
-8.750 -0.3097 0.10453 0.09798 -0.0258 1.0000 0.3625
-8.500 -0.3173 0.10316 0.09670 -0.0230 1.0000 0.3693
-8.250 -0.3494 0.10343 0.09715 -0.0191 1.0000 0.3753
-8.000 -0.5667 0.08350 0.07772 -0.0391 1.0000 0.1785
-7.750 -0.5592 0.08065 0.07491 -0.0364 1.0000 0.1744
-7.500 -0.6111 0.07205 0.06618 -0.0413 1.0000 0.1591
-7.250 -0.6452 0.06314 0.05655 -0.0467 1.0000 0.1465
-7.000 -0.6412 0.05898 0.05216 -0.0472 1.0000 0.1455
-6.750 -0.6333 0.05483 0.04766 -0.0481 1.0000 0.1446
-6.500 -0.6204 0.05075 0.04314 -0.0493 1.0000 0.1435
-6.250 -0.6031 0.04720 0.03907 -0.0506 1.0000 0.1437
-6.000 -0.5822 0.04424 0.03544 -0.0520 1.0000 0.1464
-5.750 -0.5613 0.04161 0.03249 -0.0525 1.0000 0.1494
-5.500 -0.5410 0.03973 0.03052 -0.0523 1.0000 0.1535
-5.250 -0.5188 0.03813 0.02856 -0.0525 1.0000 0.1601
-5.000 -0.4965 0.03649 0.02666 -0.0525 1.0000 0.1658
-4.750 -0.4759 0.03533 0.02545 -0.0520 1.0000 0.1745
-4.500 -0.4553 0.03422 0.02431 -0.0514 1.0000 0.1849
-4.250 -0.4344 0.03330 0.02331 -0.0506 1.0000 0.1972
-4.000 -0.4147 0.03244 0.02261 -0.0498 1.0000 0.2157
-3.750 -0.3938 0.03149 0.02187 -0.0493 1.0000 0.2456
-3.500 -0.3677 0.02972 0.02131 -0.0502 1.0000 0.3516
-3.250 -0.3586 0.03119 0.02398 -0.0436 0.9968 0.5771
-3.000 -0.3476 0.03332 0.02611 -0.0377 0.9902 0.6364
-2.750 -0.3344 0.03505 0.02775 -0.0327 0.9838 0.6793
-2.500 -0.3267 0.03613 0.02876 -0.0273 0.9779 0.7129
-2.250 -0.3189 0.03711 0.02967 -0.0220 0.9725 0.7462
-2.000 -0.3141 0.03778 0.03026 -0.0163 0.9674 0.7786
-1.750 -0.3134 0.03804 0.03048 -0.0100 0.9630 0.8078
-1.500 -0.3086 0.03825 0.03061 -0.0049 0.9591 0.8383
-1.250 -0.2992 0.03837 0.03062 -0.0010 0.9544 0.8686
-1.000 -0.2894 0.03815 0.03029 0.0019 0.9506 0.8956
-0.750 -0.2661 0.03822 0.03020 0.0017 0.9460 0.9216
-0.500 -0.2165 0.03889 0.03064 -0.0037 0.9375 0.9432
-0.250 -0.1517 0.03984 0.03134 -0.0126 0.9281 0.9617
0.000 -0.0769 0.04102 0.03229 -0.0238 0.9179 0.9758
0.250 0.0065 0.04245 0.03347 -0.0365 0.9070 0.9899
0.500 0.0269 0.04274 0.03368 -0.0387 0.9023 1.0000
0.750 0.0138 0.04253 0.03345 -0.0352 0.9025 1.0000
1.000 0.0052 0.04244 0.03331 -0.0326 0.9046 1.0000
1.250 0.0153 0.04292 0.03371 -0.0332 0.9062 1.0000
1.500 0.0372 0.04388 0.03457 -0.0358 0.9076 1.0000
1.750 -0.0722 0.03947 0.03039 -0.0171 1.0000 1.0000
2.000 -0.0437 0.04066 0.03145 -0.0206 1.0000 1.0000
2.250 -0.0155 0.04195 0.03263 -0.0241 1.0000 1.0000
2.500 0.0120 0.04331 0.03390 -0.0273 1.0000 1.0000
2.750 0.0487 0.04540 0.03587 -0.0322 0.9955 1.0000
3.000 0.0882 0.04774 0.03811 -0.0376 0.9869 1.0000
3.250 0.1248 0.05000 0.04029 -0.0423 0.9775 1.0000
3.500 0.1625 0.05253 0.04275 -0.0471 0.9683 1.0000
3.750 0.2035 0.05537 0.04552 -0.0523 0.9563 1.0000
4.000 0.2306 0.05697 0.04710 -0.0550 0.9432 1.0000
4.250 0.2568 0.05876 0.04887 -0.0574 0.9303 1.0000
4.500 0.2839 0.06084 0.05093 -0.0600 0.9185 1.0000
4.750 0.3201 0.06381 0.05388 -0.0640 0.9073 1.0000
5.000 0.3500 0.06603 0.05612 -0.0667 0.8927 1.0000
5.250 0.3695 0.06756 0.05766 -0.0679 0.8781 1.0000
5.500 0.3893 0.06941 0.05956 -0.0691 0.8647 1.0000
5.750 0.4128 0.07164 0.06182 -0.0708 0.8512 1.0000
6.000 0.4415 0.07439 0.06461 -0.0733 0.8388 1.0000
6.250 0.4718 0.07716 0.06744 -0.0759 0.8236 1.0000
6.500 0.5010 0.07985 0.07019 -0.0781 0.8076 1.0000
6.750 0.5245 0.08215 0.07257 -0.0795 0.7910 1.0000
7.000 0.5445 0.08428 0.07480 -0.0804 0.7746 1.0000
7.250 0.5674 0.08674 0.07733 -0.0817 0.7574 1.0000
7.500 0.5838 0.08885 0.07953 -0.0822 0.7403 1.0000
7.750 0.5974 0.09088 0.08166 -0.0824 0.7225 1.0000
8.000 0.7122 0.08483 0.07577 -0.0807 0.6061 1.0000
8.250 0.7312 0.08635 0.07742 -0.0805 0.5873 1.0000
8.500 0.7555 0.08755 0.07877 -0.0804 0.5679 1.0000
8.750 0.7902 0.08804 0.07942 -0.0802 0.5481 1.0000
9.000 0.8332 0.08762 0.07921 -0.0798 0.5283 1.0000
9.250 0.8368 0.08985 0.08155 -0.0790 0.5087 1.0000
9.500 0.8563 0.09080 0.08266 -0.0782 0.4883 1.0000
9.750 0.9071 0.08830 0.08044 -0.0764 0.4670 1.0000
10.000 0.9292 0.08828 0.08060 -0.0749 0.4453 1.0000
10.250 0.9759 0.08441 0.07703 -0.0719 0.4213 1.0000
10.500 1.2346 0.04444 0.03744 -0.0572 0.3379 1.0000
10.750 1.2301 0.04601 0.03847 -0.0535 0.2855 1.0000
11.000 1.2286 0.04845 0.04031 -0.0507 0.2417 1.0000
11.250 1.2344 0.05105 0.04253 -0.0487 0.2080 1.0000
11.500 1.2547 0.05331 0.04448 -0.0474 0.1805 1.0000
11.750 1.2849 0.05546 0.04647 -0.0469 0.1599 1.0000
12.000 1.3227 0.05786 0.04873 -0.0471 0.1436 1.0000
12.250 1.3343 0.06117 0.05236 -0.0461 0.1360 1.0000
12.500 1.3643 0.06437 0.05554 -0.0464 0.1267 1.0000
12.750 1.3554 0.06810 0.05971 -0.0446 0.1240 1.0000
13.000 1.3499 0.07198 0.06391 -0.0433 0.1209 1.0000
13.250 1.3824 0.07570 0.06753 -0.0438 0.1141 1.0000
13.500 1.3613 0.08010 0.07231 -0.0423 0.1136 1.0000
13.750 1.3384 0.08506 0.07762 -0.0415 0.1133 1.0000
14.000 1.3132 0.09061 0.08348 -0.0415 0.1134 1.0000
14.250 1.2862 0.09679 0.08994 -0.0423 0.1136 1.0000
14.500 1.2582 0.10366 0.09705 -0.0440 0.1140 1.0000
14.750 0.9870 0.16046 0.15413 -0.0819 0.1535 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 63(2)-615 (naca632615-il)