NACA 747A315 (naca747a315-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 747A315 (naca747a315-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.34 at α=2° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca747a315-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-naca747a315-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.3182 0.13515 0.12883 -0.0239 1.0000 0.1277
-13.000 -0.3215 0.13222 0.12590 -0.0260 1.0000 0.1257
-12.500 -0.4634 0.12437 0.11734 -0.0286 1.0000 0.0670
-12.250 -0.4545 0.12052 0.11350 -0.0295 1.0000 0.0661
-12.000 -0.4523 0.11598 0.10899 -0.0316 1.0000 0.0657
-11.750 -0.4516 0.11127 0.10433 -0.0341 1.0000 0.0653
-11.500 -0.4529 0.10625 0.09936 -0.0369 1.0000 0.0651
-11.250 -0.4566 0.10074 0.09391 -0.0402 1.0000 0.0648
-11.000 -0.4613 0.09498 0.08820 -0.0439 1.0000 0.0642
-10.750 -0.4717 0.08812 0.08138 -0.0490 1.0000 0.0635
-10.500 -0.4887 0.08164 0.07492 -0.0534 1.0000 0.0626
-10.250 -0.5100 0.07609 0.06936 -0.0563 1.0000 0.0618
-10.000 -0.5334 0.07159 0.06481 -0.0572 1.0000 0.0611
-9.750 -0.5581 0.06832 0.06149 -0.0558 1.0000 0.0607
-9.500 -0.5880 0.06666 0.05983 -0.0513 1.0000 0.0603
-9.250 -0.5903 0.06219 0.05501 -0.0530 0.9754 0.0602
-9.000 -0.5848 0.05785 0.05024 -0.0544 0.9586 0.0602
-8.750 -0.5755 0.05408 0.04601 -0.0551 0.9438 0.0604
-8.500 -0.5637 0.05080 0.04230 -0.0551 0.9302 0.0609
-8.250 -0.5499 0.04811 0.03918 -0.0548 0.9174 0.0623
-8.000 -0.5351 0.04561 0.03622 -0.0540 0.9057 0.0641
-7.750 -0.5215 0.04341 0.03352 -0.0525 0.8931 0.0657
-7.500 -0.5045 0.04132 0.03089 -0.0511 0.8818 0.0670
-7.250 -0.4800 0.03916 0.02849 -0.0509 0.8733 0.0686
-7.000 -0.4584 0.03772 0.02692 -0.0503 0.8626 0.0710
-6.750 -0.4336 0.03632 0.02527 -0.0499 0.8542 0.0748
-6.500 -0.4065 0.03489 0.02347 -0.0496 0.8452 0.0783
-6.250 -0.3747 0.03341 0.02193 -0.0501 0.8380 0.0822
-6.000 -0.3449 0.03238 0.02080 -0.0504 0.8296 0.0884
-5.750 -0.3076 0.03119 0.01946 -0.0513 0.8239 0.0952
-5.500 -0.2789 0.03041 0.01861 -0.0515 0.8152 0.1042
-5.250 -0.2522 0.02953 0.01772 -0.0512 0.8087 0.1146
-5.000 -0.2308 0.02883 0.01701 -0.0503 0.8011 0.1286
-4.750 -0.2117 0.02806 0.01631 -0.0490 0.7941 0.1494
-4.500 -0.1961 0.02708 0.01562 -0.0472 0.7882 0.1892
-4.250 -0.1913 0.02586 0.01521 -0.0442 0.7802 0.2957
-4.000 -0.1285 0.02643 0.01761 -0.0439 0.7772 0.7171
-3.750 -0.1262 0.02699 0.01797 -0.0385 0.7712 0.7704
-3.500 -0.0606 0.02932 0.01996 -0.0402 0.7662 0.8474
-3.250 -0.0006 0.03004 0.02033 -0.0440 0.7617 0.8862
-3.000 0.0405 0.03002 0.02001 -0.0462 0.7575 0.9041
-2.750 0.0820 0.02986 0.01960 -0.0491 0.7528 0.9169
-2.500 0.1192 0.02973 0.01929 -0.0516 0.7470 0.9275
-2.250 0.1499 0.02959 0.01895 -0.0528 0.7421 0.9370
-2.000 0.1842 0.02931 0.01848 -0.0545 0.7383 0.9452
-1.750 0.2162 0.02934 0.01840 -0.0566 0.7322 0.9532
-1.500 0.2470 0.02931 0.01825 -0.0580 0.7274 0.9617
-1.250 0.2827 0.02910 0.01791 -0.0603 0.7237 0.9684
-1.000 0.3142 0.02903 0.01773 -0.0618 0.7203 0.9754
-0.750 0.3463 0.02920 0.01786 -0.0641 0.7150 0.9816
-0.500 0.3773 0.02924 0.01785 -0.0659 0.7105 0.9872
-0.250 0.4084 0.02921 0.01774 -0.0673 0.7069 0.9923
0.000 0.4394 0.02917 0.01763 -0.0686 0.7038 0.9969
0.250 0.4639 0.02973 0.01823 -0.0699 0.6986 1.0000
0.500 0.4813 0.03025 0.01875 -0.0692 0.6943 1.0000
0.750 0.4996 0.03062 0.01911 -0.0684 0.6907 1.0000
1.000 0.5190 0.03087 0.01933 -0.0674 0.6878 1.0000
1.250 0.5314 0.03183 0.02036 -0.0665 0.6823 1.0000
1.500 0.5450 0.03261 0.02117 -0.0654 0.6778 1.0000
1.750 0.5614 0.03311 0.02169 -0.0642 0.6742 1.0000
2.000 0.5800 0.03345 0.02203 -0.0630 0.6712 1.0000
2.250 0.5843 0.03478 0.02345 -0.0611 0.6652 1.0000
2.500 0.5931 0.03572 0.02445 -0.0592 0.6602 1.0000
2.750 0.6090 0.03618 0.02494 -0.0577 0.6565 1.0000
3.000 0.6289 0.03644 0.02523 -0.0565 0.6538 1.0000
3.250 0.6148 0.03852 0.02739 -0.0525 0.6451 1.0000
3.500 0.6266 0.03916 0.02809 -0.0505 0.6408 1.0000
3.750 0.6468 0.03938 0.02836 -0.0493 0.6378 1.0000
4.000 0.6237 0.04159 0.03062 -0.0440 0.6285 1.0000
4.250 0.6355 0.04214 0.03123 -0.0418 0.6239 1.0000
4.500 0.6577 0.04228 0.03145 -0.0407 0.6209 1.0000
5.000 0.6404 0.04490 0.03416 -0.0323 0.6060 1.0000
5.500 0.6172 0.04715 0.03645 -0.0226 0.5907 1.0000
5.750 0.6436 0.04717 0.03658 -0.0219 0.5870 1.0000
6.000 0.6053 0.04894 0.03830 -0.0143 0.5754 1.0000
6.250 0.6353 0.04880 0.03830 -0.0138 0.5715 1.0000
6.500 0.6096 0.05044 0.03990 -0.0081 0.5597 1.0000
6.750 0.6411 0.05020 0.03980 -0.0076 0.5554 1.0000
7.000 0.6269 0.05176 0.04136 -0.0037 0.5432 1.0000
7.250 0.6626 0.05125 0.04102 -0.0035 0.5388 1.0000
7.500 0.6550 0.05278 0.04258 -0.0005 0.5259 1.0000
7.750 0.6603 0.05380 0.04371 0.0014 0.5149 1.0000
8.000 0.6904 0.05338 0.04346 0.0021 0.5081 1.0000
8.250 0.6929 0.05459 0.04476 0.0040 0.4950 1.0000
8.500 0.7041 0.05527 0.04557 0.0055 0.4832 1.0000
8.750 0.7395 0.05398 0.04453 0.0065 0.4753 1.0000
9.000 0.7487 0.05445 0.04513 0.0082 0.4604 1.0000
9.250 0.7626 0.05436 0.04520 0.0099 0.4449 1.0000
9.500 0.7798 0.05379 0.04482 0.0118 0.4286 1.0000
9.750 0.7805 0.05500 0.04615 0.0133 0.4080 1.0000
10.000 0.7948 0.05467 0.04600 0.0150 0.3879 1.0000
10.250 0.8096 0.05388 0.04536 0.0170 0.3610 1.0000
10.500 0.8337 0.05184 0.04332 0.0194 0.3181 1.0000
10.750 0.8549 0.05049 0.04156 0.0220 0.2581 1.0000
11.000 0.8562 0.05200 0.04263 0.0237 0.2105 1.0000
11.250 0.8514 0.05457 0.04486 0.0247 0.1751 1.0000
11.500 0.8468 0.05740 0.04742 0.0254 0.1483 1.0000
11.750 0.8434 0.06027 0.05007 0.0260 0.1282 1.0000
12.000 0.8426 0.06301 0.05263 0.0264 0.1132 1.0000
12.250 0.8448 0.06551 0.05504 0.0268 0.1009 1.0000
12.500 0.8505 0.06771 0.05721 0.0273 0.0915 1.0000
12.750 0.8573 0.06978 0.05921 0.0278 0.0846 1.0000
13.000 0.8671 0.07167 0.06119 0.0283 0.0780 1.0000
13.250 0.8787 0.07331 0.06279 0.0290 0.0733 1.0000
13.500 0.8920 0.07502 0.06472 0.0295 0.0686 1.0000
13.750 0.9047 0.07667 0.06638 0.0300 0.0649 1.0000
14.000 0.9202 0.07837 0.06824 0.0306 0.0616 1.0000
14.250 0.9334 0.08052 0.07066 0.0310 0.0590 1.0000
14.500 0.9432 0.08291 0.07321 0.0310 0.0566 1.0000
14.750 0.9563 0.08486 0.07519 0.0312 0.0546 1.0000
15.000 0.9559 0.08873 0.07932 0.0305 0.0533 1.0000
15.250 0.9493 0.09345 0.08437 0.0292 0.0524 1.0000
15.500 0.9400 0.09870 0.08990 0.0274 0.0518 1.0000
15.750 0.9265 0.10473 0.09620 0.0250 0.0515 1.0000
16.000 0.9083 0.11181 0.10354 0.0217 0.0515 1.0000
16.250 0.8844 0.12048 0.11243 0.0172 0.0516 1.0000
16.500 0.8551 0.13114 0.12329 0.0111 0.0520 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 747A315 (naca747a315-il)