NACA 65(2)-415 a=0.5 (naca652415a05-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 65(2)-415 a=0.5 (naca652415a05-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.84 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca652415a05-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca652415a05-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 65(2)-415 a=0.5
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.3549 0.12200 0.11578 -0.0339 1.0000 0.2980
-10.250 -0.3522 0.11983 0.11366 -0.0306 1.0000 0.3071
-10.000 -0.3881 0.12128 0.11526 -0.0272 1.0000 0.3149
-9.750 -0.3765 0.11838 0.11236 -0.0243 1.0000 0.3273
-9.500 -0.3829 0.11685 0.11090 -0.0215 1.0000 0.3382
-9.250 -0.4242 0.11831 0.11252 -0.0182 1.0000 0.3476
-9.000 -0.4148 0.11559 0.10981 -0.0157 1.0000 0.3626
-8.750 -0.4045 0.11272 0.10695 -0.0136 1.0000 0.3738
-8.500 -0.4104 0.11101 0.10529 -0.0111 1.0000 0.3864
-8.250 -0.4191 0.10951 0.10386 -0.0084 1.0000 0.4001
-7.750 -0.4342 0.10645 0.10090 -0.0029 1.0000 0.4299
-7.500 -0.4330 0.10440 0.09887 -0.0005 1.0000 0.4467
-6.000 -0.6909 0.06493 0.05860 -0.0206 1.0000 0.1833
-5.750 -0.6849 0.05890 0.05129 -0.0216 1.0000 0.1560
-5.500 -0.6700 0.05515 0.04751 -0.0208 1.0000 0.1517
-5.250 -0.6544 0.05173 0.04291 -0.0201 1.0000 0.1406
-5.000 -0.6370 0.04871 0.03973 -0.0193 1.0000 0.1386
-4.750 -0.6189 0.04635 0.03694 -0.0185 1.0000 0.1383
-4.500 -0.5997 0.04439 0.03453 -0.0176 1.0000 0.1390
-4.250 -0.5793 0.04259 0.03233 -0.0168 1.0000 0.1396
-4.000 -0.5581 0.04098 0.03033 -0.0159 1.0000 0.1400
-3.750 -0.5368 0.03938 0.02851 -0.0151 1.0000 0.1421
-3.500 -0.5163 0.03816 0.02728 -0.0144 1.0000 0.1471
-3.250 -0.4946 0.03725 0.02618 -0.0135 1.0000 0.1531
-3.000 -0.4726 0.03638 0.02518 -0.0124 1.0000 0.1578
-2.750 -0.4518 0.03567 0.02452 -0.0113 1.0000 0.1671
-2.500 -0.4312 0.03505 0.02395 -0.0102 1.0000 0.1795
-2.250 -0.4102 0.03440 0.02335 -0.0093 1.0000 0.1978
-2.000 -0.2091 0.03943 0.03133 -0.0233 1.0000 1.0000
-1.750 -0.2107 0.03884 0.03057 -0.0208 1.0000 1.0000
-1.500 -0.2126 0.03823 0.02980 -0.0181 1.0000 1.0000
-1.250 -0.2149 0.03760 0.02902 -0.0153 1.0000 1.0000
-1.000 -0.2175 0.03694 0.02822 -0.0123 1.0000 1.0000
-0.750 -0.2197 0.03629 0.02743 -0.0093 1.0000 1.0000
-0.500 -0.2202 0.03571 0.02668 -0.0065 1.0000 1.0000
-0.250 -0.2177 0.03529 0.02609 -0.0041 1.0000 1.0000
0.000 -0.2106 0.03512 0.02572 -0.0024 1.0000 1.0000
0.250 -0.1991 0.03522 0.02561 -0.0014 1.0000 1.0000
0.500 -0.1847 0.03550 0.02569 -0.0009 1.0000 1.0000
0.750 -0.1688 0.03592 0.02590 -0.0005 1.0000 1.0000
1.000 -0.1519 0.03643 0.02623 -0.0003 1.0000 1.0000
1.250 -0.1345 0.03702 0.02666 -0.0002 1.0000 1.0000
1.500 -0.1168 0.03768 0.02716 -0.0002 1.0000 1.0000
1.750 -0.0989 0.03839 0.02773 -0.0002 1.0000 1.0000
2.000 -0.0809 0.03915 0.02836 -0.0002 1.0000 1.0000
2.250 -0.0629 0.03996 0.02906 -0.0003 1.0000 1.0000
2.500 -0.0448 0.04082 0.02982 -0.0004 1.0000 1.0000
2.750 -0.0269 0.04173 0.03062 -0.0005 1.0000 1.0000
3.000 -0.0091 0.04267 0.03149 -0.0006 1.0000 1.0000
3.250 0.0086 0.04366 0.03241 -0.0007 1.0000 1.0000
3.500 0.0261 0.04470 0.03339 -0.0009 1.0000 1.0000
3.750 0.0434 0.04578 0.03443 -0.0011 1.0000 1.0000
4.000 0.0606 0.04691 0.03552 -0.0013 1.0000 1.0000
4.250 0.0945 0.04930 0.03789 -0.0049 0.9915 1.0000
4.500 0.1283 0.05175 0.04032 -0.0085 0.9797 1.0000
4.750 0.1591 0.05399 0.04257 -0.0115 0.9670 1.0000
5.000 0.1882 0.05615 0.04476 -0.0141 0.9536 1.0000
5.250 0.2156 0.05829 0.04692 -0.0164 0.9408 1.0000
5.500 0.2424 0.06048 0.04916 -0.0186 0.9276 1.0000
5.750 0.2709 0.06296 0.05169 -0.0209 0.9148 1.0000
6.000 0.3014 0.06572 0.05452 -0.0236 0.9010 1.0000
6.250 0.3231 0.06750 0.05637 -0.0248 0.8861 1.0000
6.500 0.3437 0.06929 0.05824 -0.0258 0.8711 1.0000
6.750 0.3639 0.07117 0.06023 -0.0268 0.8559 1.0000
7.000 0.3840 0.07315 0.06230 -0.0277 0.8405 1.0000
7.250 0.4036 0.07520 0.06445 -0.0286 0.8249 1.0000
7.500 0.4242 0.07740 0.06676 -0.0297 0.8088 1.0000
7.750 0.4449 0.07969 0.06920 -0.0307 0.7925 1.0000
8.000 0.4694 0.08237 0.07201 -0.0322 0.7753 1.0000
8.250 0.4921 0.08505 0.07482 -0.0335 0.7578 1.0000
8.500 0.4982 0.08631 0.07620 -0.0327 0.7386 1.0000
8.750 0.5253 0.08856 0.07864 -0.0339 0.7132 1.0000
9.000 0.6171 0.08495 0.07535 -0.0334 0.6146 1.0000
9.250 0.6578 0.08477 0.07544 -0.0332 0.5851 1.0000
9.500 0.7050 0.08350 0.07448 -0.0327 0.5560 1.0000
9.750 0.7466 0.08115 0.07247 -0.0310 0.5252 1.0000
10.000 0.8404 0.06889 0.06086 -0.0253 0.4794 1.0000
10.250 0.9467 0.04564 0.03700 -0.0090 0.2761 1.0000
10.500 0.9346 0.04877 0.03899 -0.0053 0.2110 1.0000
10.750 0.9435 0.05091 0.04063 -0.0030 0.1729 1.0000
11.000 0.9794 0.05177 0.04119 -0.0015 0.1450 1.0000
11.250 1.0759 0.05219 0.04141 -0.0032 0.1209 1.0000
11.500 1.1683 0.05607 0.04536 -0.0079 0.1098 1.0000
11.750 1.1758 0.05885 0.04862 -0.0062 0.1079 1.0000
12.000 1.1790 0.06192 0.05213 -0.0043 0.1058 1.0000
12.250 1.1804 0.06526 0.05583 -0.0026 0.1045 1.0000
12.500 1.1760 0.06889 0.05980 -0.0008 0.1041 1.0000
12.750 1.1659 0.07270 0.06395 0.0010 0.1044 1.0000
13.000 1.1500 0.07684 0.06839 0.0026 0.1049 1.0000
13.250 1.1304 0.08130 0.07314 0.0038 0.1056 1.0000
13.500 1.1087 0.08618 0.07826 0.0044 0.1064 1.0000
13.750 1.0852 0.09154 0.08384 0.0044 0.1073 1.0000
14.000 1.0614 0.09738 0.08986 0.0037 0.1082 1.0000
14.250 1.0420 0.10362 0.09623 0.0024 0.1092 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(2)-415 a=0.5 (naca652415a05-il)