NACA 747A315 (naca747a315-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 747A315 (naca747a315-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.2 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca747a315-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca747a315-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.4347 0.14019 0.13341 -0.0145 1.0000 0.2404
-12.000 -0.4015 0.13367 0.12686 -0.0138 1.0000 0.2491
-11.750 -0.4273 0.13344 0.12677 -0.0166 1.0000 0.2576
-11.500 -0.3934 0.12755 0.12082 -0.0158 1.0000 0.2703
-11.250 -0.3829 0.12375 0.11706 -0.0163 1.0000 0.2813
-11.000 -0.3845 0.12094 0.11430 -0.0172 1.0000 0.2937
-10.750 -0.4028 0.12015 0.11364 -0.0185 1.0000 0.3072
-10.500 -0.3807 0.11569 0.10918 -0.0183 1.0000 0.3229
-10.250 -0.3574 0.11108 0.10457 -0.0183 1.0000 0.3359
-10.000 -0.3477 0.10763 0.10117 -0.0187 1.0000 0.3491
-9.750 -0.3404 0.10448 0.09808 -0.0190 1.0000 0.3646
-9.500 -0.3312 0.10148 0.09513 -0.0190 1.0000 0.3833
-9.250 -0.3256 0.09886 0.09259 -0.0189 1.0000 0.4032
-9.000 -0.3424 0.09786 0.09175 -0.0181 1.0000 0.4240
-8.750 -0.3296 0.09465 0.08860 -0.0177 1.0000 0.4413
-8.500 -0.3061 0.09056 0.08453 -0.0181 1.0000 0.4488
-7.000 -0.6778 0.06902 0.06318 -0.0164 0.9892 0.2036
-6.750 -0.6766 0.06176 0.05516 -0.0185 0.9819 0.1679
-6.500 -0.6674 0.05703 0.04977 -0.0186 0.9748 0.1532
-6.250 -0.6586 0.05340 0.04512 -0.0173 0.9681 0.1424
-6.000 -0.6365 0.05026 0.04166 -0.0178 0.9617 0.1409
-5.750 -0.6161 0.04783 0.03874 -0.0176 0.9554 0.1410
-5.500 -0.5943 0.04567 0.03610 -0.0173 0.9492 0.1416
-5.250 -0.5651 0.04360 0.03355 -0.0179 0.9439 0.1419
-5.000 -0.5465 0.04210 0.03165 -0.0167 0.9389 0.1437
-4.750 -0.5174 0.04043 0.02999 -0.0177 0.9341 0.1499
-4.500 -0.4840 0.03926 0.02848 -0.0187 0.9295 0.1561
-4.250 -0.4609 0.03820 0.02730 -0.0182 0.9246 0.1630
-4.000 0.0808 0.03616 0.02758 -0.0832 0.9331 1.0000
-3.750 0.0962 0.03616 0.02736 -0.0838 0.9251 1.0000
-3.500 0.1209 0.03609 0.02705 -0.0857 0.9182 1.0000
-3.250 0.1286 0.03644 0.02725 -0.0845 0.9111 1.0000
-3.000 0.1346 0.03688 0.02756 -0.0829 0.9050 1.0000
-2.750 0.1621 0.03707 0.02755 -0.0849 0.9005 1.0000
-2.500 0.1410 0.03799 0.02843 -0.0785 0.8944 1.0000
-2.250 0.1455 0.03856 0.02888 -0.0764 0.8893 1.0000
-2.000 0.1638 0.03905 0.02923 -0.0765 0.8854 1.0000
-1.750 0.1555 0.03988 0.02998 -0.0723 0.8826 1.0000
-1.500 0.1423 0.04068 0.03072 -0.0672 0.8804 1.0000
-1.250 0.1362 0.04139 0.03136 -0.0633 0.8780 1.0000
-1.000 0.1327 0.04209 0.03198 -0.0598 0.8766 1.0000
-0.750 0.1274 0.04281 0.03263 -0.0560 0.8768 1.0000
-0.500 0.1234 0.04351 0.03325 -0.0525 0.8771 1.0000
-0.250 0.1200 0.04418 0.03386 -0.0490 0.8778 1.0000
0.000 0.1171 0.04489 0.03450 -0.0457 0.8801 1.0000
0.250 0.1184 0.04565 0.03519 -0.0430 0.8827 1.0000
0.500 0.0917 0.04599 0.03551 -0.0360 0.8924 1.0000
0.750 0.0928 0.04683 0.03628 -0.0334 0.8993 1.0000
1.000 -0.1095 0.04199 0.03161 0.0060 1.0000 1.0000
1.250 -0.1027 0.04224 0.03177 0.0079 1.0000 1.0000
1.500 -0.0958 0.04250 0.03195 0.0099 1.0000 1.0000
1.750 -0.0888 0.04279 0.03215 0.0118 1.0000 1.0000
2.000 -0.0816 0.04309 0.03238 0.0137 1.0000 1.0000
2.250 -0.0741 0.04344 0.03265 0.0155 1.0000 1.0000
2.500 -0.0661 0.04381 0.03296 0.0171 1.0000 1.0000
2.750 -0.0577 0.04424 0.03333 0.0187 1.0000 1.0000
3.000 -0.0488 0.04473 0.03375 0.0201 1.0000 1.0000
3.250 -0.0391 0.04529 0.03426 0.0213 1.0000 1.0000
3.500 -0.0287 0.04593 0.03485 0.0223 1.0000 1.0000
3.750 -0.0027 0.04773 0.03660 0.0201 0.9943 1.0000
4.000 0.0321 0.05001 0.03886 0.0161 0.9806 1.0000
4.250 0.0638 0.05209 0.04094 0.0128 0.9647 1.0000
4.500 0.0931 0.05415 0.04299 0.0101 0.9494 1.0000
5.000 0.1440 0.05792 0.04678 0.0065 0.9196 1.0000
5.250 0.1666 0.05969 0.04858 0.0052 0.9047 1.0000
5.500 0.1881 0.06144 0.05036 0.0041 0.8898 1.0000
5.750 0.2086 0.06320 0.05216 0.0033 0.8750 1.0000
6.000 0.2286 0.06502 0.05402 0.0025 0.8606 1.0000
6.250 0.2490 0.06696 0.05601 0.0016 0.8460 1.0000
6.500 0.2708 0.06912 0.05823 0.0005 0.8320 1.0000
6.750 0.2957 0.07164 0.06082 -0.0011 0.8176 1.0000
7.000 0.3212 0.07424 0.06351 -0.0026 0.8020 1.0000
7.250 0.3429 0.07648 0.06585 -0.0036 0.7858 1.0000
7.500 0.3612 0.07848 0.06793 -0.0041 0.7690 1.0000
7.750 0.3776 0.08039 0.06994 -0.0043 0.7525 1.0000
8.000 0.3974 0.08275 0.07240 -0.0050 0.7354 1.0000
8.250 0.4160 0.08513 0.07489 -0.0056 0.7182 1.0000
8.500 0.4268 0.08687 0.07673 -0.0052 0.7007 1.0000
8.750 0.4348 0.08848 0.07844 -0.0046 0.6823 1.0000
9.000 0.4447 0.09021 0.08027 -0.0042 0.6618 1.0000
9.250 0.4848 0.09354 0.08380 -0.0061 0.6348 1.0000
9.500 0.5578 0.08799 0.07851 -0.0017 0.5315 1.0000
9.750 0.5937 0.08770 0.07843 -0.0007 0.5016 1.0000
10.000 0.6410 0.08614 0.07714 0.0008 0.4731 1.0000
10.250 0.6661 0.08538 0.07661 0.0026 0.4467 1.0000
10.500 0.6942 0.08392 0.07539 0.0048 0.4194 1.0000
10.750 0.9170 0.04540 0.03709 0.0243 0.2778 1.0000
11.000 0.9093 0.04781 0.03861 0.0276 0.2196 1.0000
11.250 0.9152 0.04998 0.04025 0.0299 0.1833 1.0000
11.500 0.9437 0.05122 0.04114 0.0317 0.1556 1.0000
11.750 0.9831 0.05264 0.04258 0.0327 0.1366 1.0000
12.000 1.0257 0.05465 0.04463 0.0329 0.1239 1.0000
12.250 1.0819 0.05768 0.04765 0.0317 0.1146 1.0000
12.500 1.0770 0.06068 0.05106 0.0333 0.1126 1.0000
12.750 1.0722 0.06401 0.05473 0.0345 0.1107 1.0000
13.000 1.0646 0.06761 0.05864 0.0355 0.1093 1.0000
13.250 1.0526 0.07158 0.06290 0.0362 0.1086 1.0000
13.500 1.0332 0.07615 0.06775 0.0365 0.1088 1.0000
13.750 1.0075 0.08138 0.07325 0.0360 0.1094 1.0000
14.000 0.9763 0.08754 0.07964 0.0347 0.1104 1.0000
14.250 0.9436 0.09458 0.08687 0.0324 0.1118 1.0000
14.500 0.9136 0.10227 0.09469 0.0294 0.1133 1.0000
14.750 0.8877 0.11045 0.10295 0.0260 0.1145 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 747A315 (naca747a315-il)