NACA 747A315 (naca747a315-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 747A315 (naca747a315-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 44.39 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca747a315-il-100000.txt Download as CSV file: xf-naca747a315-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 747A315
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.4235 0.12045 0.11569 -0.0234 1.0000 0.1187
-11.500 -0.4237 0.11686 0.11214 -0.0258 1.0000 0.1240
-11.250 -0.4766 0.11225 0.10772 -0.0371 1.0000 0.1275
-11.000 -0.4255 0.10829 0.10369 -0.0306 1.0000 0.1310
-10.750 -0.4135 0.10518 0.10060 -0.0310 1.0000 0.1362
-10.500 -0.4555 0.09993 0.09552 -0.0406 1.0000 0.1426
-10.250 -0.4214 0.09658 0.09216 -0.0368 1.0000 0.1471
-10.000 -0.4135 0.09348 0.08911 -0.0380 1.0000 0.1543
-9.750 -0.4726 0.08672 0.08251 -0.0496 1.0000 0.1584
-9.500 -0.4154 0.08560 0.08139 -0.0427 1.0000 0.1674
-9.250 -0.4451 0.08295 0.07891 -0.0442 1.0000 0.1710
-9.000 -0.4546 0.07626 0.07220 -0.0529 0.9825 0.1793
-8.750 -0.4927 0.07203 0.06764 -0.0611 0.9591 0.1911
-8.500 -0.4319 0.06731 0.06310 -0.0621 0.9557 0.2023
-8.250 -0.4287 0.06365 0.05936 -0.0636 0.9405 0.2149
-8.000 -0.4370 0.06089 0.05649 -0.0630 0.9240 0.2286
-7.750 -0.5019 0.04507 0.03851 -0.0598 0.9041 0.0941
-7.500 -0.5024 0.04231 0.03469 -0.0548 0.8919 0.0838
-7.250 -0.4849 0.03908 0.03121 -0.0535 0.8841 0.0830
-7.000 -0.4710 0.03736 0.02910 -0.0513 0.8731 0.0835
-6.750 -0.4537 0.03570 0.02705 -0.0494 0.8644 0.0839
-6.500 -0.4333 0.03367 0.02470 -0.0479 0.8557 0.0841
-6.250 -0.4095 0.03134 0.02215 -0.0472 0.8481 0.0850
-6.000 -0.3844 0.02969 0.02044 -0.0468 0.8402 0.0878
-5.750 -0.3592 0.02862 0.01925 -0.0461 0.8338 0.0922
-5.500 -0.3323 0.02758 0.01801 -0.0458 0.8258 0.0958
-5.250 -0.3029 0.02616 0.01656 -0.0456 0.8206 0.1006
-5.000 -0.2770 0.02543 0.01586 -0.0455 0.8132 0.1086
-4.750 -0.2507 0.02440 0.01489 -0.0451 0.8070 0.1171
-4.500 -0.2282 0.02360 0.01413 -0.0437 0.8024 0.1303
-4.250 -0.2095 0.02302 0.01372 -0.0427 0.7942 0.1482
-4.000 -0.1933 0.02209 0.01308 -0.0405 0.7888 0.1907
-3.500 -0.1628 0.02267 0.01648 -0.0292 0.7787 0.8156
-3.250 -0.0506 0.02520 0.01857 -0.0383 0.7766 0.8607
-3.000 0.0636 0.02650 0.01950 -0.0496 0.7743 0.9130
-2.750 0.1359 0.02609 0.01884 -0.0570 0.7709 0.9401
-2.500 0.1822 0.02578 0.01836 -0.0611 0.7667 0.9587
-2.250 0.2330 0.02523 0.01770 -0.0666 0.7611 0.9732
-2.000 0.2814 0.02453 0.01686 -0.0714 0.7567 0.9863
-1.750 0.3279 0.02378 0.01598 -0.0760 0.7533 0.9976
-1.500 0.3557 0.02382 0.01597 -0.0775 0.7490 1.0000
-1.250 0.3774 0.02409 0.01621 -0.0780 0.7444 1.0000
-1.000 0.3980 0.02429 0.01636 -0.0779 0.7406 1.0000
-0.750 0.4179 0.02441 0.01642 -0.0772 0.7374 1.0000
-0.500 0.4380 0.02468 0.01665 -0.0768 0.7339 1.0000
-0.250 0.4596 0.02531 0.01732 -0.0777 0.7292 1.0000
0.000 0.4801 0.02582 0.01782 -0.0778 0.7256 1.0000
0.250 0.5000 0.02619 0.01818 -0.0773 0.7224 1.0000
0.500 0.5198 0.02641 0.01836 -0.0764 0.7197 1.0000
0.750 0.5388 0.02715 0.01913 -0.0764 0.7162 1.0000
1.000 0.5554 0.02831 0.02038 -0.0768 0.7115 1.0000
1.250 0.5723 0.02904 0.02112 -0.0762 0.7075 1.0000
1.500 0.5905 0.02951 0.02161 -0.0753 0.7045 1.0000
1.750 0.6103 0.02978 0.02187 -0.0741 0.7021 1.0000
2.000 0.6135 0.03194 0.02415 -0.0735 0.6957 1.0000
2.250 0.6226 0.03312 0.02538 -0.0721 0.6910 1.0000
2.500 0.6397 0.03360 0.02587 -0.0708 0.6877 1.0000
2.750 0.6618 0.03371 0.02599 -0.0696 0.6853 1.0000
3.000 0.6298 0.03747 0.02985 -0.0651 0.6762 1.0000
3.250 0.6417 0.03816 0.03059 -0.0632 0.6719 1.0000
3.500 0.6695 0.03803 0.03049 -0.0625 0.6693 1.0000
3.750 0.6044 0.04217 0.03464 -0.0531 0.6586 1.0000
4.000 0.6281 0.04237 0.03489 -0.0523 0.6546 1.0000
4.250 0.6754 0.04157 0.03416 -0.0537 0.6521 1.0000
4.500 0.5720 0.04559 0.03810 -0.0385 0.6399 1.0000
4.750 0.6342 0.04493 0.03754 -0.0423 0.6365 1.0000
5.000 0.5537 0.04761 0.04013 -0.0293 0.6253 1.0000
5.250 0.6039 0.04708 0.03971 -0.0312 0.6206 1.0000
5.500 0.5556 0.04889 0.04147 -0.0222 0.6095 1.0000
5.750 0.6029 0.04831 0.04100 -0.0235 0.6044 1.0000
6.000 0.5636 0.04984 0.04249 -0.0156 0.5929 1.0000
6.250 0.6151 0.04900 0.04176 -0.0171 0.5879 1.0000
6.500 0.5815 0.05050 0.04321 -0.0101 0.5756 1.0000
6.750 0.6388 0.04924 0.04212 -0.0117 0.5713 1.0000
7.000 0.6151 0.05077 0.04361 -0.0064 0.5582 1.0000
7.250 0.6550 0.04997 0.04294 -0.0063 0.5523 1.0000
7.750 1.0056 0.02981 0.02366 -0.0265 0.5323 1.0000
8.000 1.0431 0.02724 0.02118 -0.0252 0.5163 1.0000
8.250 1.0611 0.02586 0.01991 -0.0220 0.4986 1.0000
8.500 1.0786 0.02430 0.01838 -0.0185 0.4747 1.0000
8.750 1.0603 0.02465 0.01884 -0.0114 0.4570 1.0000
9.000 1.0354 0.02517 0.01940 -0.0034 0.4412 1.0000
9.250 1.0058 0.02616 0.02040 0.0043 0.4262 1.0000
9.500 0.9867 0.02759 0.02181 0.0090 0.3931 1.0000
9.750 0.9792 0.02800 0.02126 0.0140 0.2865 1.0000
10.000 0.9534 0.03118 0.02393 0.0175 0.2308 1.0000
10.250 0.9296 0.03473 0.02701 0.0202 0.1845 1.0000
10.500 0.9104 0.03818 0.02999 0.0224 0.1455 1.0000
10.750 0.9036 0.04074 0.03222 0.0244 0.1200 1.0000
11.000 0.9061 0.04259 0.03384 0.0260 0.1041 1.0000
11.250 0.9171 0.04384 0.03497 0.0276 0.0928 1.0000
11.500 0.9346 0.04478 0.03582 0.0290 0.0842 1.0000
11.750 0.9615 0.04544 0.03623 0.0303 0.0763 1.0000
12.000 0.9859 0.04647 0.03741 0.0313 0.0718 1.0000
12.250 1.0169 0.04743 0.03829 0.0318 0.0674 1.0000
12.500 1.0483 0.04903 0.03999 0.0322 0.0637 1.0000
12.750 1.0709 0.05092 0.04211 0.0327 0.0615 1.0000
13.000 1.0938 0.05311 0.04449 0.0331 0.0599 1.0000
13.250 1.1126 0.05560 0.04720 0.0335 0.0589 1.0000
13.500 1.1253 0.05835 0.05013 0.0340 0.0579 1.0000
13.750 1.1398 0.06144 0.05335 0.0342 0.0567 1.0000
14.000 1.1502 0.06590 0.05798 0.0343 0.0559 1.0000
14.250 1.1389 0.06918 0.06155 0.0352 0.0557 1.0000
14.500 1.1278 0.07282 0.06544 0.0358 0.0557 1.0000
14.750 1.1135 0.07689 0.06977 0.0360 0.0557 1.0000
15.000 1.0978 0.08134 0.07446 0.0359 0.0558 1.0000
15.250 1.0811 0.08565 0.07902 0.0354 0.0561 1.0000
15.500 1.0471 0.09059 0.08429 0.0340 0.0568 1.0000
15.750 0.9442 0.10532 0.09968 0.0264 0.0605 1.0000
16.000 0.8974 0.11710 0.11166 0.0200 0.0626 1.0000
16.250 0.8647 0.12809 0.12274 0.0140 0.0643 1.0000
16.500 0.8523 0.13601 0.13068 0.0103 0.0654 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 747A315 (naca747a315-il)