NACA 747A415 (naca747a415-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 747A415 (naca747a415-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.03 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca747a415-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca747a415-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.3542 0.12701 0.12024 -0.0266 1.0000 0.2522
-11.250 -0.3447 0.12324 0.11652 -0.0271 1.0000 0.2615
-11.000 -0.3673 0.12295 0.11636 -0.0290 1.0000 0.2720
-10.750 -0.3458 0.11839 0.11181 -0.0285 1.0000 0.2876
-10.500 -0.3260 0.11408 0.10752 -0.0284 1.0000 0.2999
-10.250 -0.3204 0.11090 0.10441 -0.0287 1.0000 0.3122
-10.000 -0.3219 0.10838 0.10198 -0.0291 1.0000 0.3257
-9.750 -0.3273 0.10640 0.10013 -0.0292 1.0000 0.3405
-9.500 -0.3336 0.10476 0.09862 -0.0286 1.0000 0.3564
-9.250 -0.3281 0.10233 0.09627 -0.0271 1.0000 0.3725
-9.000 -0.3240 0.10030 0.09433 -0.0243 1.0000 0.3884
-8.750 -0.3224 0.09878 0.09291 -0.0205 1.0000 0.4004
-8.500 -0.3853 0.10209 0.09648 -0.0133 1.0000 0.4064
-8.250 -0.3904 0.10108 0.09555 -0.0092 1.0000 0.4228
-8.000 -0.4010 0.10034 0.09489 -0.0051 1.0000 0.4396
-7.750 -0.4107 0.09953 0.09417 -0.0012 1.0000 0.4566
-7.000 -0.3639 0.09084 0.08548 -0.0008 0.9916 0.5162
-6.500 -0.5997 0.06849 0.06258 -0.0286 0.9647 0.2186
-6.250 -0.5953 0.06081 0.05394 -0.0313 0.9590 0.1684
-6.000 -0.5896 0.05691 0.04933 -0.0301 0.9528 0.1542
-5.750 -0.5700 0.05367 0.04576 -0.0304 0.9470 0.1507
-5.500 -0.5526 0.05095 0.04255 -0.0300 0.9416 0.1482
-5.250 -0.5374 0.04856 0.03964 -0.0288 0.9365 0.1457
-5.000 -0.5139 0.04637 0.03679 -0.0286 0.9322 0.1429
-4.750 -0.4883 0.04463 0.03470 -0.0288 0.9282 0.1440
-4.500 -0.4715 0.04341 0.03330 -0.0276 0.9240 0.1477
-4.250 -0.4472 0.04224 0.03177 -0.0273 0.9197 0.1516
-4.000 -0.4141 0.04121 0.03026 -0.0282 0.9155 0.1561
-3.750 -0.3908 0.04019 0.02931 -0.0279 0.9121 0.1643
-3.500 0.0833 0.03749 0.02904 -0.0852 0.9086 1.0000
-3.250 0.0937 0.03777 0.02910 -0.0844 0.9025 1.0000
-3.000 0.1127 0.03808 0.02916 -0.0850 0.8981 1.0000
-2.750 0.0932 0.03885 0.02987 -0.0791 0.8933 1.0000
-2.500 0.0937 0.03939 0.03027 -0.0764 0.8887 1.0000
-2.250 0.1061 0.03990 0.03060 -0.0755 0.8849 1.0000
-2.000 0.1134 0.04053 0.03108 -0.0738 0.8818 1.0000
-1.750 0.1010 0.04126 0.03173 -0.0690 0.8804 1.0000
-1.500 0.0935 0.04193 0.03230 -0.0648 0.8794 1.0000
-1.250 0.0882 0.04257 0.03285 -0.0611 0.8787 1.0000
-1.000 0.0846 0.04320 0.03338 -0.0575 0.8786 1.0000
-0.750 0.0830 0.04389 0.03398 -0.0544 0.8802 1.0000
-0.500 0.0847 0.04462 0.03460 -0.0518 0.8819 1.0000
-0.250 0.0548 0.04489 0.03485 -0.0441 0.8899 1.0000
0.000 0.0521 0.04559 0.03547 -0.0409 0.8967 1.0000
0.250 0.0009 0.04544 0.03534 -0.0299 0.9278 1.0000
0.500 -0.1484 0.04087 0.03100 0.0008 1.0000 1.0000
0.750 -0.1412 0.04107 0.03107 0.0028 1.0000 1.0000
1.000 -0.1337 0.04130 0.03117 0.0047 1.0000 1.0000
1.250 -0.1258 0.04156 0.03132 0.0065 1.0000 1.0000
1.500 -0.1174 0.04186 0.03150 0.0082 1.0000 1.0000
1.750 -0.1084 0.04221 0.03174 0.0098 1.0000 1.0000
2.000 -0.0986 0.04262 0.03205 0.0112 1.0000 1.0000
2.250 -0.0877 0.04312 0.03245 0.0124 1.0000 1.0000
2.500 -0.0760 0.04370 0.03294 0.0133 1.0000 1.0000
2.750 -0.0634 0.04436 0.03351 0.0141 1.0000 1.0000
3.000 -0.0503 0.04511 0.03417 0.0147 1.0000 1.0000
3.250 -0.0219 0.04702 0.03599 0.0122 0.9943 1.0000
3.500 0.0132 0.04950 0.03839 0.0085 0.9838 1.0000
3.750 0.0457 0.05176 0.04061 0.0052 0.9717 1.0000
4.000 0.0752 0.05377 0.04258 0.0025 0.9587 1.0000
4.250 0.1021 0.05558 0.04436 0.0004 0.9451 1.0000
4.500 0.1259 0.05716 0.04593 -0.0011 0.9315 1.0000
4.750 0.1483 0.05874 0.04751 -0.0023 0.9176 1.0000
5.000 0.1688 0.06029 0.04906 -0.0032 0.9043 1.0000
5.250 0.1900 0.06203 0.05082 -0.0042 0.8917 1.0000
5.500 0.2179 0.06462 0.05342 -0.0063 0.8812 1.0000
5.750 0.2445 0.06687 0.05570 -0.0081 0.8672 1.0000
6.000 0.2598 0.06804 0.05691 -0.0081 0.8526 1.0000
6.250 0.2755 0.06951 0.05841 -0.0082 0.8385 1.0000
6.500 0.2926 0.07127 0.06023 -0.0087 0.8254 1.0000
6.750 0.3149 0.07364 0.06266 -0.0099 0.8135 1.0000
7.000 0.3495 0.07718 0.06628 -0.0128 0.8002 1.0000
7.250 0.3620 0.07835 0.06753 -0.0125 0.7846 1.0000
7.500 0.3745 0.07983 0.06909 -0.0123 0.7694 1.0000
7.750 0.3882 0.08162 0.07096 -0.0124 0.7544 1.0000
8.000 0.4026 0.08363 0.07304 -0.0126 0.7396 1.0000
8.250 0.4184 0.08581 0.07532 -0.0131 0.7245 1.0000
8.500 0.4347 0.08816 0.07778 -0.0136 0.7093 1.0000
8.750 0.4515 0.09057 0.08030 -0.0142 0.6938 1.0000
9.000 0.4676 0.09300 0.08285 -0.0147 0.6777 1.0000
9.250 0.4823 0.09526 0.08523 -0.0150 0.6596 1.0000
9.500 0.4977 0.09761 0.08770 -0.0154 0.6412 1.0000
9.750 0.5217 0.10028 0.09052 -0.0163 0.6201 1.0000
10.000 0.5612 0.09978 0.09018 -0.0147 0.5599 1.0000
10.250 0.6270 0.09634 0.08701 -0.0122 0.4959 1.0000
10.500 0.6612 0.09599 0.08689 -0.0111 0.4685 1.0000
10.750 0.7128 0.09361 0.08481 -0.0093 0.4415 1.0000
11.000 0.7199 0.09464 0.08598 -0.0082 0.4182 1.0000
11.250 0.7574 0.09191 0.08355 -0.0056 0.3905 1.0000
11.500 0.9773 0.05136 0.04278 0.0153 0.2433 1.0000
11.750 0.9756 0.05381 0.04451 0.0179 0.1986 1.0000
12.000 0.9878 0.05578 0.04611 0.0198 0.1679 1.0000
12.250 1.0306 0.05645 0.04640 0.0214 0.1420 1.0000
12.500 1.0700 0.05813 0.04814 0.0221 0.1269 1.0000
12.750 1.0994 0.06049 0.05070 0.0225 0.1187 1.0000
13.000 1.1211 0.06362 0.05403 0.0229 0.1127 1.0000
13.250 1.1202 0.06719 0.05795 0.0237 0.1102 1.0000
13.500 1.1185 0.07103 0.06211 0.0243 0.1087 1.0000
13.750 1.1098 0.07523 0.06661 0.0247 0.1077 1.0000
14.000 1.0926 0.07999 0.07167 0.0247 0.1075 1.0000
14.250 1.0648 0.08568 0.07764 0.0240 0.1082 1.0000
14.500 1.0296 0.09252 0.08476 0.0222 0.1097 1.0000
14.750 0.9913 0.10055 0.09300 0.0192 0.1113 1.0000
15.000 0.9560 0.10942 0.10201 0.0154 0.1132 1.0000
15.250 0.9265 0.11870 0.11138 0.0111 0.1146 1.0000
15.500 0.7896 0.15651 0.14897 -0.0125 0.1405 1.0000
15.750 0.7503 0.17746 0.16979 -0.0252 0.2032 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 747A415 (naca747a415-il)