NACA 65(2)-415 (naca652415-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 65(2)-415 (naca652415-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.93 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca652415-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca652415-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 65(2)-415
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.3317 0.10869 0.10173 -0.0320 1.0000 0.3772
-9.500 -0.3335 0.10628 0.09940 -0.0305 1.0000 0.3860
-9.250 -0.3507 0.10545 0.09871 -0.0279 1.0000 0.3982
-9.000 -0.3396 0.10216 0.09546 -0.0265 1.0000 0.4032
-8.750 -0.3652 0.10191 0.09537 -0.0226 1.0000 0.4138
-8.500 -0.5266 0.08761 0.08158 -0.0355 1.0000 0.2271
-8.250 -0.6128 0.08490 0.07912 -0.0329 1.0000 0.2243
-8.000 -0.6601 0.07741 0.07152 -0.0341 1.0000 0.1873
-7.750 -0.7010 0.07224 0.06611 -0.0330 1.0000 0.1728
-7.500 -0.7280 0.06705 0.06045 -0.0319 1.0000 0.1589
-7.250 -0.7267 0.06293 0.05619 -0.0306 1.0000 0.1526
-7.000 -0.7341 0.05857 0.05107 -0.0295 1.0000 0.1435
-6.750 -0.7263 0.05517 0.04743 -0.0284 1.0000 0.1415
-6.500 -0.7169 0.05191 0.04380 -0.0274 1.0000 0.1394
-6.250 -0.7045 0.04873 0.04013 -0.0266 1.0000 0.1365
-6.000 -0.6887 0.04580 0.03657 -0.0258 1.0000 0.1333
-5.750 -0.6704 0.04346 0.03362 -0.0249 1.0000 0.1317
-5.500 -0.6515 0.04139 0.03137 -0.0241 1.0000 0.1336
-5.250 -0.6323 0.03971 0.02950 -0.0232 1.0000 0.1369
-5.000 -0.6119 0.03817 0.02768 -0.0223 1.0000 0.1398
-4.750 -0.5906 0.03680 0.02602 -0.0212 1.0000 0.1421
-4.500 -0.5693 0.03571 0.02464 -0.0200 1.0000 0.1455
-4.250 -0.5499 0.03454 0.02366 -0.0187 1.0000 0.1533
-4.000 -0.5297 0.03379 0.02280 -0.0171 1.0000 0.1614
-3.750 -0.5115 0.03296 0.02210 -0.0153 1.0000 0.1717
-3.500 -0.4938 0.03212 0.02134 -0.0137 1.0000 0.1878
-3.250 -0.4759 0.03095 0.02044 -0.0128 1.0000 0.2178
-3.000 -0.4699 0.02812 0.02048 -0.0088 1.0000 0.5708
-2.750 -0.4848 0.03039 0.02296 0.0054 1.0000 0.7326
-2.500 -0.2426 0.04137 0.03280 -0.0067 1.0000 0.9691
-2.250 -0.1940 0.04128 0.03240 -0.0133 1.0000 0.9841
-2.000 -0.1475 0.04119 0.03203 -0.0197 1.0000 0.9960
-1.750 -0.1300 0.04109 0.03178 -0.0207 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1280 0.04087 0.03147 -0.0187 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1261 0.04065 0.03116 -0.0167 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1243 0.04043 0.03086 -0.0146 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1226 0.04020 0.03055 -0.0125 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1211 0.03995 0.03023 -0.0103 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1198 0.03970 0.02991 -0.0081 1.0000 1.0000
0.000 -0.1189 0.03942 0.02956 -0.0058 1.0000 1.0000
0.250 -0.1184 0.03911 0.02919 -0.0035 1.0000 1.0000
0.500 -0.1182 0.03876 0.02879 -0.0011 1.0000 1.0000
0.750 -0.1185 0.03836 0.02835 0.0014 1.0000 1.0000
1.000 -0.1190 0.03793 0.02786 0.0040 1.0000 1.0000
1.250 -0.1197 0.03747 0.02735 0.0065 1.0000 1.0000
1.500 -0.1196 0.03699 0.02683 0.0089 1.0000 1.0000
1.750 -0.1175 0.03660 0.02640 0.0110 1.0000 1.0000
2.000 -0.1094 0.03651 0.02624 0.0119 1.0000 1.0000
2.250 -0.0956 0.03673 0.02640 0.0118 1.0000 1.0000
2.500 -0.0782 0.03720 0.02680 0.0111 1.0000 1.0000
2.750 -0.0588 0.03784 0.02739 0.0101 1.0000 1.0000
3.000 -0.0383 0.03861 0.02811 0.0088 1.0000 1.0000
3.250 -0.0173 0.03950 0.02894 0.0075 1.0000 1.0000
3.500 0.0037 0.04047 0.02987 0.0061 1.0000 1.0000
3.750 0.0246 0.04151 0.03089 0.0048 1.0000 1.0000
4.000 0.0451 0.04262 0.03198 0.0035 1.0000 1.0000
4.250 0.0653 0.04380 0.03314 0.0023 1.0000 1.0000
4.500 0.0849 0.04504 0.03438 0.0011 1.0000 1.0000
4.750 0.1041 0.04635 0.03570 0.0000 1.0000 1.0000
5.000 0.1327 0.04842 0.03781 -0.0030 0.9955 1.0000
5.250 0.1727 0.05150 0.04092 -0.0082 0.9840 1.0000
5.500 0.2103 0.05446 0.04395 -0.0130 0.9706 1.0000
5.750 0.2415 0.05685 0.04643 -0.0165 0.9554 1.0000
6.000 0.2677 0.05873 0.04841 -0.0191 0.9376 1.0000
6.250 0.2950 0.06082 0.05060 -0.0217 0.9187 1.0000
6.500 0.3255 0.06325 0.05315 -0.0247 0.8986 1.0000
6.750 0.3626 0.06636 0.05640 -0.0287 0.8785 1.0000
7.000 0.3817 0.06810 0.05826 -0.0298 0.8576 1.0000
7.250 0.4239 0.07116 0.06149 -0.0337 0.8289 1.0000
7.500 0.5330 0.06869 0.05938 -0.0370 0.7063 1.0000
7.750 0.5656 0.06937 0.06028 -0.0375 0.6780 1.0000
8.000 0.6049 0.06969 0.06085 -0.0381 0.6506 1.0000
8.250 0.6521 0.06906 0.06054 -0.0384 0.6215 1.0000
8.500 0.7006 0.06687 0.05869 -0.0373 0.5873 1.0000
8.750 0.8753 0.04357 0.03660 -0.0283 0.5160 1.0000
9.000 0.8887 0.03713 0.02834 -0.0155 0.2687 1.0000
9.250 0.8797 0.04035 0.03059 -0.0121 0.2100 1.0000
9.500 0.8949 0.04241 0.03219 -0.0101 0.1724 1.0000
9.750 0.9582 0.04339 0.03285 -0.0109 0.1419 1.0000
10.000 1.0660 0.04653 0.03592 -0.0179 0.1218 1.0000
10.250 1.1040 0.04954 0.03925 -0.0193 0.1147 1.0000
10.500 1.1573 0.05447 0.04423 -0.0231 0.1101 1.0000
10.750 1.1695 0.05773 0.04797 -0.0215 0.1094 1.0000
11.000 1.1737 0.06100 0.05167 -0.0193 0.1088 1.0000
11.250 1.1713 0.06424 0.05533 -0.0167 0.1082 1.0000
11.500 1.1640 0.06751 0.05895 -0.0138 0.1079 1.0000
11.750 1.1530 0.07093 0.06268 -0.0110 0.1079 1.0000
12.000 1.1405 0.07463 0.06664 -0.0085 0.1082 1.0000
12.250 1.1255 0.07864 0.07090 -0.0066 0.1086 1.0000
12.500 1.1122 0.08309 0.07556 -0.0053 0.1093 1.0000
12.750 1.1085 0.08829 0.08094 -0.0049 0.1102 1.0000
13.000 0.9827 0.09633 0.08957 -0.0058 0.1168 1.0000
13.250 0.9409 0.10537 0.09874 -0.0097 0.1205 1.0000
13.500 0.9209 0.11334 0.10675 -0.0130 0.1226 1.0000
13.750 0.9192 0.11986 0.11333 -0.0150 0.1242 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(2)-415 (naca652415-il)