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