NACA 747A415 (naca747a415-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 747A415 (naca747a415-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 37.35 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca747a415-il-100000.txt Download as CSV file: xf-naca747a415-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 747A415
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.3668 0.11316 0.10843 -0.0367 1.0000 0.1178
-11.000 -0.3803 0.10968 0.10504 -0.0413 1.0000 0.1233
-10.750 -0.4106 0.10462 0.10015 -0.0486 1.0000 0.1254
-10.500 -0.3644 0.10190 0.09737 -0.0428 1.0000 0.1299
-10.250 -0.3630 0.09873 0.09426 -0.0447 1.0000 0.1364
-10.000 -0.4075 0.09441 0.09016 -0.0532 1.0000 0.1398
-9.750 -0.3787 0.09195 0.08772 -0.0480 1.0000 0.1445
-9.500 -0.3861 0.09126 0.08714 -0.0455 0.9951 0.1484
-9.250 -0.4306 0.08251 0.07831 -0.0657 0.9738 0.1559
-9.000 -0.3619 0.07989 0.07574 -0.0608 0.9745 0.1660
-8.750 -0.3976 0.07245 0.06817 -0.0732 0.9541 0.1747
-8.500 -0.3695 0.06910 0.06478 -0.0753 0.9453 0.1864
-8.250 -0.3575 0.06542 0.06107 -0.0761 0.9327 0.1953
-8.000 -0.3810 0.06269 0.05816 -0.0759 0.9156 0.2079
-7.750 -0.3868 0.06158 0.05688 -0.0741 0.9014 0.2212
-7.500 -0.3597 0.05793 0.05337 -0.0732 0.8930 0.2307
-7.250 -0.4142 0.04326 0.03635 -0.0699 0.8775 0.0927
-7.000 -0.4012 0.04046 0.03324 -0.0680 0.8689 0.0910
-6.750 -0.3880 0.03812 0.03054 -0.0660 0.8594 0.0897
-6.500 -0.3708 0.03560 0.02758 -0.0640 0.8520 0.0875
-6.250 -0.3530 0.03357 0.02512 -0.0622 0.8431 0.0861
-6.000 -0.3307 0.03185 0.02307 -0.0609 0.8362 0.0868
-5.750 -0.3086 0.03068 0.02166 -0.0599 0.8286 0.0896
-5.500 -0.2842 0.02949 0.02018 -0.0589 0.8216 0.0922
-5.250 -0.2568 0.02830 0.01868 -0.0581 0.8171 0.0944
-5.000 -0.2309 0.02697 0.01743 -0.0582 0.8089 0.0988
-4.750 -0.2042 0.02613 0.01652 -0.0578 0.8035 0.1056
-4.500 -0.1768 0.02511 0.01548 -0.0573 0.7986 0.1121
-4.250 -0.1547 0.02459 0.01505 -0.0567 0.7911 0.1225
-4.000 -0.1323 0.02376 0.01431 -0.0554 0.7861 0.1367
-3.750 -0.1139 0.02313 0.01384 -0.0539 0.7808 0.1598
-3.500 -0.1021 0.02225 0.01356 -0.0516 0.7742 0.2309
-3.250 -0.0971 0.02189 0.01572 -0.0424 0.7706 0.7939
-3.000 -0.0251 0.02420 0.01768 -0.0443 0.7686 0.8598
-2.750 0.1393 0.02539 0.01832 -0.0636 0.7681 0.9253
-2.500 0.2300 0.02478 0.01743 -0.0748 0.7648 0.9631
-2.250 0.2860 0.02427 0.01678 -0.0814 0.7595 0.9816
-2.000 0.3384 0.02352 0.01588 -0.0871 0.7552 0.9951
-1.750 0.3710 0.02315 0.01537 -0.0889 0.7514 1.0000
-1.500 0.3911 0.02343 0.01560 -0.0889 0.7471 1.0000
-1.250 0.4114 0.02380 0.01594 -0.0891 0.7423 1.0000
-1.000 0.4313 0.02405 0.01614 -0.0888 0.7385 1.0000
-0.750 0.4512 0.02424 0.01626 -0.0881 0.7355 1.0000
-0.500 0.4709 0.02452 0.01649 -0.0875 0.7324 1.0000
-0.250 0.4892 0.02535 0.01735 -0.0878 0.7269 1.0000
0.000 0.5077 0.02593 0.01792 -0.0875 0.7231 1.0000
0.250 0.5266 0.02637 0.01835 -0.0869 0.7202 1.0000
0.500 0.5464 0.02667 0.01860 -0.0860 0.7177 1.0000
0.750 0.5617 0.02762 0.01958 -0.0855 0.7137 1.0000
1.000 0.5718 0.02906 0.02108 -0.0849 0.7089 1.0000
1.250 0.5855 0.02990 0.02195 -0.0838 0.7051 1.0000
1.500 0.6030 0.03036 0.02240 -0.0826 0.7021 1.0000
1.750 0.6234 0.03064 0.02266 -0.0815 0.7000 1.0000
2.000 0.6020 0.03392 0.02606 -0.0779 0.6922 1.0000
2.250 0.6053 0.03518 0.02735 -0.0754 0.6879 1.0000
2.500 0.6246 0.03551 0.02769 -0.0742 0.6851 1.0000
2.750 0.6506 0.03553 0.02771 -0.0735 0.6830 1.0000
3.000 0.5467 0.04108 0.03330 -0.0594 0.6722 1.0000
3.250 0.5728 0.04135 0.03359 -0.0592 0.6689 1.0000
3.500 0.6185 0.04090 0.03317 -0.0609 0.6667 1.0000
3.750 0.4828 0.04522 0.03742 -0.0411 0.6569 1.0000
4.000 0.5029 0.04563 0.03785 -0.0400 0.6528 1.0000
4.250 0.5494 0.04556 0.03781 -0.0419 0.6492 1.0000
4.500 0.4633 0.04802 0.04022 -0.0286 0.6406 1.0000
4.750 0.4938 0.04816 0.04039 -0.0284 0.6357 1.0000
5.000 0.4694 0.04947 0.04167 -0.0225 0.6280 1.0000
5.250 0.4804 0.05006 0.04227 -0.0204 0.6213 1.0000
5.500 0.5361 0.04967 0.04197 -0.0227 0.6174 1.0000
5.750 0.5025 0.05163 0.04388 -0.0171 0.6057 1.0000
6.000 0.5557 0.05108 0.04342 -0.0187 0.6014 1.0000
6.250 0.5396 0.05291 0.04525 -0.0154 0.5890 1.0000
6.500 0.5841 0.05251 0.04493 -0.0161 0.5836 1.0000
6.750 0.5853 0.05378 0.04623 -0.0143 0.5719 1.0000
7.000 0.6399 0.05273 0.04531 -0.0154 0.5685 1.0000
7.250 0.6340 0.05441 0.04702 -0.0133 0.5550 1.0000
7.500 0.6400 0.05566 0.04833 -0.0119 0.5427 1.0000
7.750 0.6890 0.05439 0.04719 -0.0123 0.5382 1.0000
8.000 0.6933 0.05569 0.04856 -0.0108 0.5250 1.0000
8.250 0.7127 0.05603 0.04900 -0.0099 0.5143 1.0000
8.500 0.7647 0.05353 0.04668 -0.0097 0.5077 1.0000
8.750 0.8356 0.04878 0.04219 -0.0095 0.5037 1.0000
9.250 1.0495 0.02963 0.02366 -0.0104 0.4818 1.0000
9.500 1.0649 0.02851 0.02263 -0.0076 0.4616 1.0000
9.750 1.0572 0.02936 0.02356 -0.0039 0.4397 1.0000
10.000 1.0437 0.03122 0.02548 -0.0009 0.4124 1.0000
10.250 1.0523 0.03073 0.02453 0.0022 0.3332 1.0000
10.500 1.0326 0.03343 0.02657 0.0057 0.2605 1.0000
10.750 1.0084 0.03718 0.02985 0.0082 0.2083 1.0000
11.000 0.9861 0.04108 0.03328 0.0102 0.1648 1.0000
11.250 0.9713 0.04449 0.03626 0.0120 0.1318 1.0000
11.500 0.9690 0.04687 0.03836 0.0136 0.1111 1.0000
11.750 0.9755 0.04854 0.03987 0.0150 0.0974 1.0000
12.000 0.9877 0.04980 0.04096 0.0164 0.0870 1.0000
12.250 1.0052 0.05077 0.04182 0.0176 0.0794 1.0000
12.500 1.0312 0.05146 0.04253 0.0189 0.0730 1.0000
12.750 1.0563 0.05237 0.04332 0.0196 0.0680 1.0000
13.000 1.0900 0.05345 0.04450 0.0204 0.0641 1.0000
13.250 1.1173 0.05505 0.04629 0.0209 0.0613 1.0000
13.500 1.1407 0.05689 0.04824 0.0213 0.0592 1.0000
13.750 1.1823 0.05951 0.05082 0.0209 0.0563 1.0000
14.000 1.1827 0.06231 0.05395 0.0217 0.0558 1.0000
14.250 1.1789 0.06542 0.05738 0.0224 0.0551 1.0000
14.500 1.1760 0.06894 0.06123 0.0230 0.0549 1.0000
14.750 1.1691 0.07281 0.06539 0.0233 0.0548 1.0000
15.000 1.1595 0.07696 0.06982 0.0234 0.0549 1.0000
15.250 1.1463 0.08148 0.07460 0.0231 0.0551 1.0000
15.500 1.1289 0.08648 0.07986 0.0225 0.0552 1.0000
15.750 1.1137 0.09160 0.08520 0.0215 0.0556 1.0000
16.000 1.0949 0.09729 0.09110 0.0200 0.0558 1.0000
16.250 1.0778 0.10326 0.09725 0.0181 0.0562 1.0000
16.500 1.0610 0.10937 0.10356 0.0159 0.0566 1.0000
16.750 0.8855 0.14398 0.13881 -0.0071 0.0632 1.0000
17.000 0.8684 0.15446 0.14929 -0.0124 0.0653 1.0000
17.250 0.8741 0.15879 0.15362 -0.0135 0.0663 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 747A415 (naca747a415-il)