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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 2-H-15 AIRFOIL (n2h15-il)