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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 2-H-15 AIRFOIL (n2h15-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 34.94 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n2h15-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-n2h15-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.500  -0.1314   0.12403   0.11979  -0.0828   0.7652   0.0452
 -12.250  -0.1407   0.12254   0.11835  -0.0859   0.7643   0.0457
 -12.000  -0.1460   0.12041   0.11627  -0.0891   0.7631   0.0459
 -11.750  -0.1430   0.11696   0.11287  -0.0910   0.7620   0.0462
 -11.500  -0.1181   0.11289   0.10877  -0.0898   0.7609   0.0469
 -11.250  -0.1084   0.11037   0.10626  -0.0905   0.7597   0.0474
 -11.000  -0.0996   0.10798   0.10389  -0.0911   0.7584   0.0483
 -10.750  -0.0938   0.10577   0.10169  -0.0918   0.7570   0.0494
 -10.500  -0.0904   0.10350   0.09942  -0.0926   0.7556   0.0506
 -10.250  -0.0891   0.10118   0.09712  -0.0936   0.7544   0.0518
 -10.000  -0.0901   0.09887   0.09481  -0.0948   0.7534   0.0529
  -9.750  -0.1055   0.09665   0.09264  -0.0983   0.7524   0.0543
  -9.500  -0.1230   0.09408   0.09010  -0.1021   0.7514   0.0547
  -9.250  -0.1404   0.09124   0.08725  -0.1052   0.7504   0.0548
  -9.000  -0.1632   0.08922   0.08515  -0.1047   0.7495   0.0549
  -8.750  -0.1294   0.08457   0.08063  -0.1055   0.7478   0.0559
  -8.500  -0.1178   0.08246   0.07856  -0.1063   0.7454   0.0565
  -8.250  -0.1143   0.08049   0.07661  -0.1067   0.7437   0.0573
  -8.000  -0.1173   0.07859   0.07473  -0.1069   0.7421   0.0580
  -7.750  -0.1255   0.07680   0.07293  -0.1062   0.7406   0.0585
  -7.500  -0.1361   0.07534   0.07145  -0.1043   0.7392   0.0593
  -7.250  -0.1518   0.07427   0.07036  -0.1008   0.7377   0.0599
  -7.000  -0.1685   0.07324   0.06927  -0.0961   0.7361   0.0608
  -6.750  -0.1809   0.07188   0.06782  -0.0920   0.7348   0.0618
  -6.500  -0.1917   0.07070   0.06653  -0.0877   0.7339   0.0628
  -6.250  -0.2162   0.07148   0.06728  -0.0835   0.7314   0.0640
  -6.000  -0.2469   0.07228   0.06811  -0.0770   0.7289   0.0638
  -5.750  -0.2862   0.07432   0.06986  -0.0670   0.7308   0.0653
  -5.500  -0.2960   0.07458   0.06976  -0.0607   0.7327   0.0657
  -5.250  -0.2900   0.06930   0.06454  -0.0596   0.7333   0.0669
  -5.000  -0.3622   0.07481   0.07059  -0.0474   0.7503   0.0635
  -4.750  -0.4170   0.07487   0.07076  -0.0352   0.7414   0.0616
  -4.500  -0.4261   0.07525   0.07050  -0.0273   0.7380   0.0655
  -4.000  -0.4244   0.06071   0.05631  -0.0212   0.7269   0.0669
  -3.750  -0.4206   0.05840   0.05401  -0.0184   0.7238   0.0676
  -3.500  -0.4409   0.06675   0.06183  -0.0102   0.7271   0.0684
  -3.250  -0.4366   0.06545   0.06045  -0.0067   0.7239   0.0696
  -3.000  -0.4267   0.06425   0.05914  -0.0037   0.7217   0.0718
  -2.500  -0.4055   0.06160   0.05584   0.0041   0.7190   0.0808
  -2.250  -0.3833   0.06049   0.05471   0.0047   0.7182   0.0827
  -2.000  -0.4219   0.05988   0.05405   0.0147   0.7102   0.0825
  -1.750  -0.4104   0.05889   0.05298   0.0174   0.7072   0.0850
  -1.500  -0.3914   0.06174   0.05524   0.0213   0.7048   0.0934
  -1.250  -0.3789   0.05701   0.05060   0.0230   0.7038   0.0970
  -1.000  -0.3522   0.05645   0.05000   0.0233   0.7027   0.1015
  -0.750  -0.3697   0.05796   0.05123   0.0307   0.6990   0.1083
  -0.500  -0.3686   0.05542   0.04860   0.0347   0.6929   0.1123
  -0.250  -0.3474   0.05451   0.04771   0.0356   0.6903   0.1187
   0.000  -0.3256   0.05398   0.04701   0.0369   0.6886   0.1317
   0.750  -0.1759   0.05180   0.04341   0.0295   0.6861   0.0820
   1.500  -0.0960   0.05024   0.04138   0.0265   0.6723   0.0646
   1.750  -0.0062   0.05046   0.04160   0.0140   0.6712   0.0639
   2.000  -0.0392   0.05042   0.04156   0.0210   0.6631   0.0636
   2.250   0.0153   0.05056   0.04167   0.0157   0.6590   0.0657
   2.500   0.4449   0.04958   0.04382  -0.0675   0.6441   1.0000
   2.750   0.4764   0.04980   0.04393  -0.0679   0.6426   1.0000
   3.000   0.5110   0.04996   0.04401  -0.0686   0.6415   1.0000
   3.250   0.5468   0.05016   0.04414  -0.0694   0.6408   1.0000
   3.500   0.5193   0.05197   0.04597  -0.0640   0.6291   1.0000
   3.750   0.5498   0.05220   0.04615  -0.0642   0.6277   1.0000
   4.000   0.5824   0.05239   0.04631  -0.0647   0.6266   1.0000
   4.250   0.6170   0.05254   0.04645  -0.0654   0.6258   1.0000
   4.500   0.5949   0.05450   0.04842  -0.0609   0.6141   1.0000
   4.750   0.6253   0.05470   0.04861  -0.0612   0.6127   1.0000
   5.000   0.6586   0.05475   0.04866  -0.0617   0.6117   1.0000
   5.250   0.6917   0.05487   0.04879  -0.0622   0.6109   1.0000
   5.500   0.6729   0.05700   0.05095  -0.0584   0.5989   1.0000
   5.750   0.7039   0.05710   0.05106  -0.0586   0.5976   1.0000
   6.000   0.7376   0.05699   0.05100  -0.0591   0.5966   1.0000
   6.250   0.7243   0.05923   0.05327  -0.0560   0.5852   1.0000
   6.500   0.7556   0.05912   0.05319  -0.0562   0.5835   1.0000
   6.750   0.7747   0.05966   0.05378  -0.0555   0.5787   1.0000
   7.000   0.8297   0.05785   0.05204  -0.0571   0.5812   1.0000
   7.250   0.8249   0.05934   0.05356  -0.0546   0.5689   1.0000
   7.500   0.8634   0.05755   0.05183  -0.0544   0.5638   1.0000
   7.750   0.9123   0.05384   0.04818  -0.0543   0.5555   1.0000
   8.000   1.0012   0.04613   0.04057  -0.0562   0.5534   1.0000
   8.250   1.0159   0.04605   0.04058  -0.0546   0.5432   1.0000
   8.500   1.0755   0.04152   0.03617  -0.0554   0.5391   1.0000
   8.750   1.0968   0.04052   0.03526  -0.0540   0.5251   1.0000
   9.000   1.1618   0.03325   0.02679  -0.0524   0.3450   1.0000
   9.250   1.1304   0.03724   0.03020  -0.0473   0.2659   1.0000
   9.500   1.1002   0.04159   0.03395  -0.0430   0.1788   1.0000
   9.750   1.0797   0.04541   0.03723  -0.0396   0.1132   1.0000
  10.000   1.0732   0.04824   0.03979  -0.0373   0.0855   1.0000
  10.250   1.0761   0.05030   0.04181  -0.0357   0.0755   1.0000
  10.500   1.0806   0.05226   0.04378  -0.0343   0.0695   1.0000
  10.750   1.0858   0.05416   0.04568  -0.0329   0.0650   1.0000
  11.000   1.0903   0.05609   0.04759  -0.0315   0.0615   1.0000
  11.250   1.1002   0.05757   0.04912  -0.0304   0.0579   1.0000
  11.500   1.1093   0.05907   0.05062  -0.0293   0.0553   1.0000
  11.750   1.1183   0.06036   0.05182  -0.0277   0.0529   1.0000
  12.000   1.1323   0.06133   0.05284  -0.0266   0.0510   1.0000
  12.250   1.1463   0.06234   0.05392  -0.0255   0.0486   1.0000
  12.500   1.1618   0.06313   0.05471  -0.0245   0.0468   1.0000
  12.750   1.1826   0.06324   0.05471  -0.0231   0.0447   1.0000
  13.000   1.2102   0.06291   0.05439  -0.0218   0.0435   1.0000
  13.250   1.2283   0.06372   0.05535  -0.0208   0.0422   1.0000
  13.500   1.2484   0.06441   0.05614  -0.0199   0.0409   1.0000
  13.750   1.2638   0.06549   0.05727  -0.0191   0.0391   1.0000
  14.000   1.2880   0.06602   0.05783  -0.0183   0.0381   1.0000
  14.250   1.3430   0.06599   0.05781  -0.0182   0.0367   1.0000
  14.500   1.3503   0.06807   0.06014  -0.0170   0.0363   1.0000
  14.750   1.3535   0.07048   0.06284  -0.0156   0.0358   1.0000
  15.000   1.3569   0.07312   0.06575  -0.0144   0.0353   1.0000
  15.250   1.3577   0.07589   0.06878  -0.0132   0.0346   1.0000
  15.500   1.3578   0.07908   0.07223  -0.0121   0.0343   1.0000
  15.750   1.3548   0.08277   0.07620  -0.0109   0.0343   1.0000
  16.000   1.3481   0.08680   0.08050  -0.0098   0.0345   1.0000
  16.250   1.3359   0.09128   0.08526  -0.0089   0.0344   1.0000
  16.500   1.3202   0.09642   0.09068  -0.0083   0.0347   1.0000
  16.750   1.3020   0.10181   0.09632  -0.0080   0.0348   1.0000
  17.000   1.2856   0.10735   0.10207  -0.0081   0.0353   1.0000
  17.250   1.2676   0.11318   0.10812  -0.0086   0.0356   1.0000
  17.500   1.2495   0.11945   0.11457  -0.0095   0.0360   1.0000
  17.750   1.2155   0.12813   0.12362  -0.0118   0.0380   1.0000
  18.000   1.1167   0.15149   0.14754  -0.0224   0.0422   1.0000
  18.250   0.7960   0.16044   0.15704  -0.0178   0.0532   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)