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