Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NACA 2-H-15 AIRFOIL (n2h15-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 2-H-15 AIRFOIL (n2h15-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 20.01 at α=13.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n2h15-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-n2h15-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 2-H-15 AIRFOIL                             
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.000  -0.0775   0.13576   0.13044  -0.1050   0.8549   0.0713
 -13.750  -0.0720   0.13364   0.12832  -0.1061   0.8543   0.0732
 -13.500  -0.0687   0.13183   0.12650  -0.1072   0.8535   0.0752
 -13.250  -0.0695   0.13058   0.12526  -0.1092   0.8528   0.0771
 -13.000  -0.0819   0.13091   0.12564  -0.1124   0.8522   0.0782
 -12.750  -0.0935   0.13082   0.12559  -0.1155   0.8516   0.0786
 -12.500  -0.0569   0.12290   0.11763  -0.1141   0.8505   0.0807
 -12.250  -0.0430   0.12008   0.11480  -0.1147   0.8498   0.0827
 -12.000  -0.0353   0.11783   0.11256  -0.1158   0.8494   0.0847
 -11.750  -0.0301   0.11578   0.11052  -0.1171   0.8490   0.0870
 -11.500  -0.0293   0.11405   0.10880  -0.1187   0.8488   0.0900
 -11.250  -0.0363   0.11317   0.10797  -0.1209   0.8484   0.0920
 -11.000  -0.0581   0.11347   0.10834  -0.1242   0.8481   0.0930
 -10.750  -0.0741   0.11288   0.10780  -0.1267   0.8480   0.0933
 -10.500  -0.0349   0.10648   0.10135  -0.1238   0.8468   0.0955
 -10.250  -0.0226   0.10429   0.09916  -0.1232   0.8467   0.0978
 -10.000  -0.0206   0.10281   0.09771  -0.1232   0.8471   0.0999
  -9.750  -0.0238   0.10163   0.09656  -0.1231   0.8482   0.1027
  -9.500  -0.0341   0.10086   0.09584  -0.1227   0.8493   0.1050
  -9.250  -0.1261   0.10807   0.10336  -0.1043   0.8716   0.0990
  -9.000  -0.1073   0.10465   0.09990  -0.1090   0.8690   0.1036
  -8.500  -0.4531   0.12849   0.12462  -0.0290   0.9917   0.0850
  -8.250  -0.4434   0.12508   0.12119  -0.0334   0.9843   0.0879
  -8.000  -0.4415   0.12162   0.11771  -0.0393   0.9737   0.0908
  -7.750  -0.4580   0.11846   0.11453  -0.0463   0.9606   0.0923
  -7.500  -0.4881   0.11719   0.11317  -0.0467   0.9461   0.0928
  -7.250  -0.5135   0.11612   0.11195  -0.0453   0.9312   0.0932
  -6.750  -0.4703   0.10617   0.10213  -0.0457   0.9186   0.0970
  -6.500  -0.4631   0.10386   0.09977  -0.0459   0.9134   0.0991
  -6.250  -0.4742   0.10157   0.09744  -0.0428   0.9013   0.1010
  -6.000  -0.4844   0.09952   0.09532  -0.0401   0.8926   0.1032
  -5.750  -0.5016   0.09890   0.09433  -0.0384   0.8835   0.1085
  -5.500  -0.5289   0.09901   0.09405  -0.0314   0.8707   0.1093
  -5.250  -0.5091   0.09226   0.08758  -0.0328   0.8692   0.1113
  -5.000  -0.5163   0.08990   0.08524  -0.0282   0.8608   0.1126
  -4.750  -0.5065   0.08777   0.08309  -0.0267   0.8563   0.1164
  -4.500  -0.5020   0.08719   0.08221  -0.0247   0.8528   0.1242
  -4.250  -0.5262   0.08541   0.08011  -0.0170   0.8426   0.1272
  -4.000  -0.5094   0.08191   0.07678  -0.0168   0.8403   0.1302
  -3.750  -0.5148   0.08016   0.07501  -0.0122   0.8347   0.1329
  -3.250  -0.5045   0.07684   0.07130  -0.0061   0.8255   0.1475
  -3.000  -0.5061   0.07527   0.06972  -0.0019   0.8219   0.1511
  -2.750  -0.5130   0.07476   0.06877   0.0042   0.8146   0.1629
  -2.500  -0.4980   0.07213   0.06627   0.0054   0.8119   0.1677
  -2.250  -0.4832   0.07173   0.06562   0.0074   0.8098   0.1828
  -2.000  -0.4983   0.06936   0.06327   0.0142   0.8029   0.1857
  -1.750  -0.4911   0.06828   0.06203   0.0176   0.7989   0.2016
  -1.500  -0.4779   0.06746   0.06110   0.0200   0.7965   0.2196
  -0.750  -0.4704   0.06363   0.05717   0.0324   0.7839   0.2790
   0.750  -0.2915   0.05822   0.04866   0.0358   0.7661   0.1175
   1.000  -0.2395   0.05884   0.04882   0.0316   0.7651   0.1038
   1.250  -0.2453   0.05661   0.04650   0.0359   0.7583   0.1018
   1.500  -0.2027   0.05657   0.04611   0.0325   0.7548   0.0964
   1.750  -0.1543   0.05703   0.04651   0.0272   0.7525   0.0978
   2.000  -0.0969   0.05804   0.04748   0.0199   0.7509   0.0979
   2.250  -0.0292   0.05969   0.04920   0.0104   0.7498   0.0986
   2.500  -0.0294   0.05827   0.04781   0.0126   0.7436   0.0994
   2.750   0.0305   0.05926   0.04889   0.0035   0.7401   0.1032
   3.000   0.0965   0.06089   0.05056  -0.0066   0.7374   0.1149
   3.250   0.1552   0.06290   0.05264  -0.0145   0.7353   0.1361
   3.500   0.3525   0.06851   0.06046  -0.0556   0.7354   1.0000
   3.750   0.3849   0.07094   0.06278  -0.0571   0.7339   1.0000
   4.000   0.3695   0.07023   0.06207  -0.0526   0.7258   1.0000
   4.250   0.3922   0.07151   0.06329  -0.0527   0.7216   1.0000
   4.500   0.4207   0.07335   0.06508  -0.0536   0.7191   1.0000
   4.750   0.4553   0.07619   0.06788  -0.0555   0.7176   1.0000
   5.000   0.4359   0.07517   0.06687  -0.0508   0.7084   1.0000
   5.250   0.4611   0.07669   0.06838  -0.0513   0.7046   1.0000
   5.500   0.4937   0.07907   0.07074  -0.0527   0.7024   1.0000
   5.750   0.4831   0.07923   0.07093  -0.0495   0.6949   1.0000
   6.000   0.5065   0.08061   0.07232  -0.0498   0.6896   1.0000
   6.250   0.5398   0.08292   0.07465  -0.0513   0.6869   1.0000
   6.500   0.5306   0.08339   0.07515  -0.0485   0.6790   1.0000
   6.750   0.5561   0.08489   0.07668  -0.0490   0.6737   1.0000
   7.000   0.5933   0.08758   0.07943  -0.0509   0.6710   1.0000
   7.250   0.5797   0.08771   0.07959  -0.0479   0.6610   1.0000
   7.500   0.6138   0.08966   0.08162  -0.0491   0.6567   1.0000
   7.750   0.6086   0.09079   0.08280  -0.0472   0.6481   1.0000
   8.000   0.6396   0.09238   0.08446  -0.0482   0.6423   1.0000
   8.250   0.6402   0.09380   0.08595  -0.0468   0.6332   1.0000
   8.500   0.6829   0.09531   0.08757  -0.0484   0.6262   1.0000
   8.750   0.6893   0.09594   0.08827  -0.0471   0.6131   1.0000
   9.000   0.7400   0.09205   0.08446  -0.0459   0.5764   1.0000
   9.250   0.7793   0.09014   0.08268  -0.0452   0.5574   1.0000
   9.500   0.8701   0.08098   0.07368  -0.0441   0.5293   1.0000
  10.500   1.0616   0.05620   0.04770  -0.0318   0.1992   1.0000
  10.750   1.0423   0.06029   0.05104  -0.0289   0.1417   1.0000
  11.000   1.0440   0.06238   0.05288  -0.0269   0.1183   1.0000
  11.250   1.0537   0.06360   0.05397  -0.0252   0.1051   1.0000
  11.500   1.0690   0.06412   0.05435  -0.0235   0.0960   1.0000
  11.750   1.0888   0.06431   0.05446  -0.0220   0.0889   1.0000
  12.000   1.1190   0.06353   0.05354  -0.0203   0.0832   1.0000
  12.250   1.1427   0.06379   0.05382  -0.0192   0.0776   1.0000
  12.500   1.1933   0.06245   0.05227  -0.0184   0.0729   1.0000
  12.750   1.2224   0.06314   0.05318  -0.0176   0.0701   1.0000
  13.000   1.2518   0.06406   0.05425  -0.0172   0.0672   1.0000
  13.250   1.2853   0.06522   0.05547  -0.0170   0.0645   1.0000
  13.500   1.3563   0.06779   0.05812  -0.0189   0.0624   1.0000
  13.750   1.3553   0.07027   0.06098  -0.0169   0.0617   1.0000
  14.000   1.3575   0.07314   0.06420  -0.0152   0.0612   1.0000
  14.250   1.3570   0.07628   0.06767  -0.0136   0.0607   1.0000
  14.500   1.3539   0.07975   0.07145  -0.0119   0.0604   1.0000
  14.750   1.3488   0.08370   0.07572  -0.0104   0.0604   1.0000
  15.000   1.3411   0.08795   0.08026  -0.0089   0.0607   1.0000
  15.250   1.3338   0.09250   0.08507  -0.0078   0.0612   1.0000
  15.500   1.3257   0.09745   0.09024  -0.0068   0.0617   1.0000
  15.750   1.3285   0.10232   0.09531  -0.0062   0.0627   1.0000
  16.000   1.2779   0.10693   0.10035  -0.0049   0.0639   1.0000
  16.250   1.2109   0.11636   0.11029  -0.0059   0.0657   1.0000
  16.500   1.1604   0.12682   0.12108  -0.0087   0.0675   1.0000
  16.750   1.1176   0.13769   0.13216  -0.0129   0.0693   1.0000
  17.000   1.0893   0.14756   0.14214  -0.0170   0.0713   1.0000
<< Back to NACA 2-H-15 AIRFOIL (n2h15-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 2-H-15 AIRFOIL (n2h15-il)