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=5


Details Polar file
Airfoil: NACA 2-H-15 AIRFOIL (n2h15-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 20.29 at α=10°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n2h15-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-n2h15-il-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.250  -0.1372   0.12340   0.11746  -0.0837   0.7472   0.0630
 -12.000  -0.1433   0.12165   0.11575  -0.0860   0.7459   0.0633
 -11.750  -0.1501   0.11974   0.11388  -0.0883   0.7447   0.0636
 -11.500  -0.1380   0.11565   0.10980  -0.0884   0.7435   0.0641
 -11.250  -0.1207   0.11219   0.10632  -0.0878   0.7424   0.0650
 -11.000  -0.1110   0.10955   0.10367  -0.0879   0.7412   0.0659
 -10.750  -0.1047   0.10713   0.10124  -0.0882   0.7401   0.0671
 -10.500  -0.1010   0.10476   0.09886  -0.0886   0.7389   0.0682
 -10.250  -0.0990   0.10245   0.09655  -0.0891   0.7378   0.0700
 -10.000  -0.1028   0.10034   0.09445  -0.0903   0.7369   0.0729
  -9.750  -0.1191   0.09847   0.09264  -0.0934   0.7355   0.0746
  -9.500  -0.1375   0.09614   0.09040  -0.0980   0.7332   0.0751
  -9.250  -0.1585   0.09378   0.08806  -0.1013   0.7309   0.0753
  -9.000  -0.1201   0.08974   0.08406  -0.0980   0.7301   0.0768
  -8.750  -0.1088   0.08745   0.08178  -0.0973   0.7286   0.0782
  -8.500  -0.1080   0.08507   0.07941  -0.0978   0.7268   0.0793
  -8.250  -0.1129   0.08253   0.07688  -0.0986   0.7250   0.0804
  -8.000  -0.1200   0.08018   0.07452  -0.0985   0.7235   0.0815
  -7.750  -0.1302   0.07796   0.07227  -0.0974   0.7222   0.0827
  -7.500  -0.1436   0.07599   0.07026  -0.0953   0.7210   0.0840
  -7.250  -0.1581   0.07498   0.06927  -0.0935   0.7178   0.0850
  -7.000  -0.1839   0.07466   0.06887  -0.0895   0.7144   0.0871
  -6.750  -0.2302   0.07632   0.07017  -0.0811   0.7106   0.0890
  -6.500  -0.2373   0.07385   0.06761  -0.0777   0.7087   0.0895
  -6.250  -0.2251   0.06998   0.06384  -0.0773   0.7076   0.0906
  -6.000  -0.2205   0.06783   0.06167  -0.0749   0.7064   0.0916
  -5.000  -0.2633   0.06098   0.05398  -0.0542   0.6937   0.0648
  -4.750  -0.2700   0.05796   0.05051  -0.0477   0.6920   0.0544
  -4.500  -0.2711   0.05681   0.04898  -0.0422   0.6906   0.0540
  -4.250  -0.2794   0.05636   0.04848  -0.0372   0.6872   0.0536
  -4.000  -0.2986   0.05613   0.04823  -0.0303   0.6816   0.0534
  -3.750  -0.3023   0.05505   0.04697  -0.0249   0.6790   0.0534
  -3.500  -0.2971   0.05370   0.04551  -0.0213   0.6773   0.0529
  -3.250  -0.2888   0.05227   0.04390  -0.0178   0.6759   0.0522
  -3.000  -0.2768   0.05080   0.04221  -0.0147   0.6748   0.0514
  -2.750  -0.3002   0.05098   0.04231  -0.0068   0.6689   0.0512
  -2.500  -0.2992   0.05012   0.04123  -0.0022   0.6658   0.0507
  -2.250  -0.2892   0.04910   0.03996   0.0010   0.6637   0.0500
  -2.000  -0.2738   0.04800   0.03856   0.0036   0.6621   0.0493
  -1.750  -0.2524   0.04688   0.03713   0.0051   0.6607   0.0489
  -1.500  -0.2256   0.04584   0.03578   0.0056   0.6596   0.0485
  -1.250  -0.1940   0.04488   0.03452   0.0052   0.6587   0.0484
  -1.000  -0.2058   0.04551   0.03507   0.0106   0.6526   0.0484
  -0.750  -0.1858   0.04527   0.03467   0.0114   0.6501   0.0495
  -0.500  -0.1568   0.04484   0.03405   0.0108   0.6482   0.0500
  -0.250  -0.1239   0.04445   0.03349   0.0095   0.6466   0.0514
   0.000  -0.0822   0.04390   0.03280   0.0065   0.6453   0.0520
   0.250  -0.0382   0.04345   0.03225   0.0030   0.6443   0.0525
   0.500   0.0060   0.04312   0.03188  -0.0007   0.6435   0.0530
   1.000   0.0415   0.04390   0.03267  -0.0008   0.6349   0.0543
   1.250   0.0785   0.04380   0.03266  -0.0036   0.6328   0.0562
   1.500   0.1146   0.04387   0.03276  -0.0061   0.6312   0.0595
   1.750   0.1586   0.04403   0.03287  -0.0101   0.6300   0.0631
   2.000   0.2125   0.04421   0.03305  -0.0162   0.6291   0.0669
   2.250   0.2585   0.04441   0.03321  -0.0204   0.6281   0.0738
   2.750   0.5288   0.04614   0.03753  -0.0684   0.6283   1.0000
   3.000   0.5152   0.04802   0.03940  -0.0642   0.6204   1.0000
   3.250   0.5342   0.04853   0.03985  -0.0632   0.6175   1.0000
   3.500   0.5576   0.04886   0.04013  -0.0627   0.6154   1.0000
   3.750   0.5820   0.04921   0.04044  -0.0624   0.6140   1.0000
   4.000   0.6035   0.04970   0.04091  -0.0618   0.6121   1.0000
   4.250   0.5965   0.05147   0.04269  -0.0586   0.6036   1.0000
   4.500   0.6181   0.05195   0.04316  -0.0581   0.6012   1.0000
   4.750   0.6423   0.05231   0.04352  -0.0577   0.5995   1.0000
   5.000   0.6685   0.05257   0.04379  -0.0576   0.5982   1.0000
   5.250   0.6618   0.05452   0.04576  -0.0547   0.5891   1.0000
   5.500   0.6829   0.05506   0.04633  -0.0542   0.5865   1.0000
   5.750   0.7083   0.05532   0.04663  -0.0540   0.5846   1.0000
   6.000   0.7350   0.05551   0.04685  -0.0539   0.5831   1.0000
   6.250   0.7283   0.05767   0.04907  -0.0514   0.5736   1.0000
   6.500   0.7518   0.05801   0.04946  -0.0510   0.5710   1.0000
   6.750   0.7776   0.05821   0.04973  -0.0508   0.5691   1.0000
   7.250   0.7987   0.06052   0.05218  -0.0484   0.5570   1.0000
   7.500   0.8243   0.06067   0.05243  -0.0482   0.5546   1.0000
   7.750   0.8497   0.06078   0.05263  -0.0479   0.5521   1.0000
   8.000   0.8505   0.06248   0.05442  -0.0461   0.5419   1.0000
   9.000   0.9541   0.05719   0.04952  -0.0411   0.4945   1.0000
   9.250   0.9718   0.05677   0.04920  -0.0396   0.4772   1.0000
   9.500   0.9838   0.05739   0.04992  -0.0383   0.4584   1.0000
   9.750   0.9933   0.05847   0.05108  -0.0370   0.4338   1.0000
  10.000   1.0531   0.05191   0.04340  -0.0347   0.2799   1.0000
  10.250   1.0386   0.05528   0.04606  -0.0319   0.1914   1.0000
  10.500   1.0304   0.05834   0.04864  -0.0299   0.1352   1.0000
  10.750   1.0319   0.06057   0.05061  -0.0284   0.1015   1.0000
  11.000   1.0374   0.06245   0.05234  -0.0272   0.0829   1.0000
  11.250   1.0456   0.06410   0.05397  -0.0261   0.0734   1.0000
  11.500   1.0530   0.06586   0.05567  -0.0250   0.0667   1.0000
  11.750   1.0625   0.06742   0.05729  -0.0240   0.0618   1.0000
  12.000   1.0698   0.06918   0.05899  -0.0230   0.0577   1.0000
  12.250   1.0808   0.07057   0.06049  -0.0221   0.0549   1.0000
  12.500   1.0915   0.07197   0.06196  -0.0211   0.0523   1.0000
  12.750   1.1018   0.07341   0.06339  -0.0202   0.0498   1.0000
  13.000   1.1133   0.07466   0.06465  -0.0191   0.0473   1.0000
  13.250   1.1268   0.07575   0.06584  -0.0182   0.0452   1.0000
  13.500   1.1403   0.07683   0.06694  -0.0173   0.0432   1.0000
  13.750   1.1542   0.07787   0.06800  -0.0164   0.0417   1.0000
  14.000   1.1711   0.07856   0.06864  -0.0153   0.0402   1.0000
  14.250   1.1858   0.07970   0.06997  -0.0144   0.0384   1.0000
  14.500   1.1992   0.08101   0.07140  -0.0136   0.0367   1.0000
  14.750   1.2147   0.08210   0.07260  -0.0127   0.0357   1.0000
  15.000   1.2301   0.08325   0.07380  -0.0119   0.0346   1.0000
  15.250   1.2486   0.08419   0.07471  -0.0111   0.0337   1.0000
  15.500   1.2581   0.08629   0.07708  -0.0103   0.0328   1.0000
  15.750   1.2636   0.08881   0.07990  -0.0096   0.0318   1.0000
  16.000   1.2684   0.09144   0.08275  -0.0090   0.0309   1.0000
  16.250   1.2713   0.09421   0.08572  -0.0087   0.0301   1.0000
  16.500   1.2736   0.09719   0.08891  -0.0083   0.0296   1.0000
  16.750   1.2740   0.10042   0.09233  -0.0080   0.0291   1.0000
  17.000   1.2730   0.10381   0.09589  -0.0079   0.0287   1.0000
  17.250   1.2700   0.10753   0.09981  -0.0080   0.0284   1.0000
  17.500   1.2665   0.11132   0.10378  -0.0082   0.0281   1.0000
  17.750   1.2620   0.11536   0.10797  -0.0086   0.0278   1.0000
  18.000   1.2462   0.12120   0.11409  -0.0098   0.0276   1.0000
  18.250   1.2281   0.12758   0.12077  -0.0116   0.0275   1.0000
  18.500   1.2064   0.13495   0.12843  -0.0142   0.0274   1.0000
  18.750   1.1854   0.14265   0.13639  -0.0173   0.0274   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)