XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 1-H-15 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 0.3493 0.02542 0.01843 -0.0487 0.6436 0.0452 1.500 0.4037 0.02491 0.01790 -0.0482 0.6429 0.0493 2.000 0.4437 0.02338 0.01756 -0.0451 0.6422 0.4679 2.500 0.7790 0.02326 0.01893 -0.1035 0.6454 1.0000 3.000 0.8709 0.01624 0.01172 -0.1016 0.6558 1.0000 3.500 0.9243 0.01419 0.00956 -0.0990 0.6544 1.0000 4.000 0.9755 0.01324 0.00854 -0.0973 0.6526 1.0000 4.500 1.0295 0.01238 0.00768 -0.0969 0.6429 1.0000 5.000 1.0876 0.01187 0.00722 -0.0981 0.6246 1.0000 5.500 1.1444 0.01237 0.00780 -0.1004 0.6042 1.0000 6.000 1.1582 0.01501 0.00997 -0.0975 0.5046 1.0000 6.500 1.0678 0.01912 0.01358 -0.0755 0.4324 1.0000 7.000 1.0330 0.02297 0.01713 -0.0642 0.3686 1.0000 7.500 0.9578 0.03020 0.02336 -0.0501 0.1996 1.0000 8.000 0.9281 0.03545 0.02778 -0.0421 0.0523 1.0000 8.500 0.9506 0.03749 0.02978 -0.0393 0.0426 1.0000 9.000 0.9754 0.03941 0.03171 -0.0368 0.0371 1.0000 9.500 0.9994 0.04147 0.03378 -0.0345 0.0337 1.0000 10.000 1.0219 0.04370 0.03606 -0.0321 0.0306 1.0000 10.500 1.0500 0.04555 0.03795 -0.0304 0.0288 1.0000 11.000 1.0759 0.04759 0.04004 -0.0286 0.0263 1.0000 11.500 1.1006 0.04978 0.04222 -0.0268 0.0234 1.0000 12.000 1.1261 0.05196 0.04447 -0.0252 0.0214 1.0000 12.500 1.1500 0.05430 0.04690 -0.0236 0.0210 1.0000 13.000 1.1725 0.05679 0.04925 -0.0221 0.0058 1.0000 13.500 1.1919 0.05964 0.05217 -0.0204 0.0052 1.0000 14.000 1.2086 0.06280 0.05541 -0.0186 0.0037 1.0000 14.500 1.2263 0.06595 0.05869 -0.0171 0.0034 1.0000 15.000 1.2429 0.06923 0.06212 -0.0157 0.0033 1.0000 15.500 1.2594 0.07260 0.06564 -0.0144 0.0033 1.0000 16.000 1.2743 0.07617 0.06938 -0.0132 0.0032 1.0000 16.500 1.2884 0.07991 0.07330 -0.0122 0.0032 1.0000 17.000 1.3011 0.08390 0.07749 -0.0114 0.0032 1.0000 17.500 1.3103 0.08837 0.08220 -0.0106 0.0031 1.0000 18.000 1.3189 0.09301 0.08705 -0.0102 0.0031 1.0000 18.500 1.3236 0.09829 0.09256 -0.0100 0.0031 1.0000 19.000 1.3249 0.10415 0.09867 -0.0102 0.0030 1.0000 19.500 1.3225 0.11074 0.10551 -0.0110 0.0031 1.0000 20.000 1.3132 0.11857 0.11364 -0.0124 0.0030 1.0000 20.500 1.3031 0.12677 0.12211 -0.0146 0.0029 1.0000 21.000 1.2897 0.13590 0.13151 -0.0178 0.0029 1.0000 21.500 1.2727 0.14604 0.14193 -0.0221 0.0030 1.0000 22.000 1.2528 0.15726 0.15343 -0.0277 0.0030 1.0000 22.500 1.2267 0.17045 0.16693 -0.0352 0.0029 1.0000 23.000 1.1993 0.18498 0.18174 -0.0442 0.0029 1.0000 23.500 1.1652 0.20255 0.19961 -0.0551 0.0031 1.0000 24.000 1.1216 0.22465 0.22194 -0.0683 0.0032 1.0000 24.500 1.0975 0.24287 0.24029 -0.0791 0.0034 1.0000 25.000 1.0882 0.25737 0.25487 -0.0875 0.0037 1.0000 25.500 1.0772 0.27484 0.27237 -0.0967 0.0036 1.0000 26.000 1.0751 0.29399 0.29145 -0.1041 0.0063 1.0000