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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 2-H-15 AIRFOIL (n2h15-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 18.15 at α=13°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n2h15-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-n2h15-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.4302   0.15651   0.15091  -0.0248   1.0000   0.1591
 -10.500  -0.4531   0.15697   0.15143  -0.0254   1.0000   0.1608
 -10.250  -0.4785   0.15742   0.15194  -0.0260   1.0000   0.1614
 -10.000  -0.4372   0.14917   0.14362  -0.0225   1.0000   0.1671
  -9.750  -0.4390   0.14706   0.14152  -0.0215   1.0000   0.1719
  -9.500  -0.4516   0.14580   0.14031  -0.0212   1.0000   0.1764
  -9.250  -0.4792   0.14581   0.14039  -0.0217   1.0000   0.1787
  -9.000  -0.4719   0.14149   0.13609  -0.0202   1.0000   0.1819
  -8.750  -0.4617   0.13841   0.13298  -0.0182   1.0000   0.1885
  -8.500  -0.4746   0.13685   0.13145  -0.0176   1.0000   0.1938
  -8.250  -0.5070   0.13637   0.13105  -0.0177   1.0000   0.1966
  -8.000  -0.4871   0.13177   0.12644  -0.0153   1.0000   0.2033
  -7.750  -0.4943   0.12974   0.12443  -0.0140   1.0000   0.2100
  -7.500  -0.5261   0.12856   0.12333  -0.0136   1.0000   0.2139
  -7.250  -0.5634   0.12740   0.12223  -0.0125   1.0000   0.2149
  -7.000  -0.5258   0.12259   0.11739  -0.0100   1.0000   0.2275
  -6.750  -0.5620   0.12109   0.11596  -0.0083   1.0000   0.2314
  -6.500  -0.5999   0.12001   0.11491  -0.0045   1.0000   0.2324
  -6.250  -0.5724   0.11537   0.11028  -0.0036   1.0000   0.2443
  -6.000  -0.6079   0.11399   0.10894   0.0008   1.0000   0.2481
  -5.750  -0.6543   0.11314   0.10805   0.0048   1.0000   0.2509
  -5.500  -0.6286   0.10855   0.10353   0.0066   1.0000   0.2622
  -5.250  -0.6741   0.10765   0.10255   0.0107   1.0000   0.2689
  -5.000  -0.6559   0.10332   0.09831   0.0131   1.0000   0.2809
  -4.750  -0.6748   0.10059   0.09556   0.0166   1.0000   0.2915
  -4.500  -0.7009   0.09956   0.09440   0.0206   1.0000   0.3055
  -4.250  -0.1011   0.09791   0.09229  -0.0237   1.0000   1.0000
  -4.000  -0.0997   0.09613   0.09052  -0.0233   1.0000   1.0000
  -3.750  -0.0982   0.09434   0.08875  -0.0229   1.0000   1.0000
  -3.500  -0.3855   0.09249   0.08748   0.0315   1.0000   0.7781
  -3.250  -0.4620   0.08939   0.08452   0.0404   1.0000   0.7230
  -3.000  -0.5067   0.08687   0.08211   0.0478   1.0000   0.7195
  -2.750  -0.2185   0.08637   0.08113   0.0084   1.0000   0.9394
  -2.500  -0.7255   0.07693   0.07225   0.0648   1.0000   0.5531
  -2.250  -0.7425   0.07445   0.06974   0.0715   1.0000   0.5774
  -2.000  -0.7307   0.07168   0.06710   0.0781   1.0000   0.6253
  -1.750  -0.7414   0.06894   0.06435   0.0841   1.0000   0.6459
  -1.500  -0.7598   0.06619   0.06153   0.0893   1.0000   0.6492
  -1.250  -0.7549   0.06327   0.05866   0.0941   1.0000   0.6742
  -1.000  -0.7615   0.06067   0.05597   0.0978   1.0000   0.6759
  -0.750  -0.7654   0.05814   0.05331   0.1010   1.0000   0.6753
  -0.500  -0.7636   0.05613   0.05105   0.1023   1.0000   0.6645
  -0.250  -0.7294   0.05495   0.04939   0.0953   0.9944   0.6270
   0.000  -0.5493   0.05936   0.05018   0.0545   0.9759   0.2532
   0.250  -0.5003   0.05917   0.04895   0.0522   0.9680   0.1967
   0.500  -0.4622   0.05821   0.04751   0.0503   0.9585   0.1776
   0.750  -0.4276   0.05724   0.04626   0.0484   0.9507   0.1706
   1.000  -0.3878   0.05827   0.04656   0.0468   0.9425   0.1616
   1.250  -0.3501   0.05723   0.04536   0.0435   0.9342   0.1588
   1.500  -0.2896   0.05766   0.04550   0.0357   0.9287   0.1542
   1.750  -0.2190   0.05808   0.04562   0.0247   0.9235   0.1516
   2.000  -0.1202   0.05945   0.04678   0.0071   0.9179   0.1556
   2.250  -0.0393   0.06144   0.04877  -0.0061   0.9141   0.1670
   2.500   0.0054   0.06239   0.04968  -0.0114   0.9081   0.1774
   2.750   0.0550   0.06378   0.05123  -0.0176   0.9011   0.2004
   3.000   0.2037   0.06990   0.05906  -0.0452   0.9114   1.0000
   3.250   0.2238   0.07077   0.05970  -0.0451   0.8999   1.0000
   3.500   0.2406   0.07178   0.06055  -0.0445   0.8906   1.0000
   3.750   0.2703   0.07413   0.06273  -0.0463   0.8834   1.0000
   4.000   0.2822   0.07460   0.06311  -0.0450   0.8733   1.0000
   4.250   0.3136   0.07753   0.06593  -0.0471   0.8680   1.0000
   4.500   0.3214   0.07753   0.06587  -0.0451   0.8578   1.0000
   4.750   0.3475   0.08005   0.06832  -0.0464   0.8526   1.0000
   5.000   0.3583   0.08051   0.06875  -0.0451   0.8431   1.0000
   5.250   0.3858   0.08335   0.07156  -0.0467   0.8383   1.0000
   5.500   0.3930   0.08355   0.07175  -0.0449   0.8288   1.0000
   5.750   0.4233   0.08679   0.07497  -0.0469   0.8242   1.0000
   6.000   0.4257   0.08669   0.07489  -0.0446   0.8153   1.0000
   6.250   0.4545   0.08973   0.07795  -0.0464   0.8101   1.0000
   6.500   0.4574   0.08998   0.07823  -0.0444   0.8020   1.0000
   6.750   0.4842   0.09280   0.08109  -0.0458   0.7961   1.0000
   7.000   0.4885   0.09350   0.08183  -0.0442   0.7890   1.0000
   7.250   0.5117   0.09596   0.08435  -0.0452   0.7822   1.0000
   7.500   0.5198   0.09735   0.08580  -0.0443   0.7761   1.0000
   7.750   0.5381   0.09935   0.08788  -0.0447   0.7682   1.0000
   8.000   0.5551   0.10195   0.09056  -0.0451   0.7635   1.0000
   8.250   0.5635   0.10302   0.09173  -0.0443   0.7543   1.0000
   8.500   0.5955   0.10745   0.09628  -0.0467   0.7495   1.0000
   8.750   0.5886   0.10703   0.09594  -0.0441   0.7403   1.0000
   9.000   0.6176   0.11090   0.09995  -0.0461   0.7342   1.0000
   9.250   0.6139   0.11139   0.10053  -0.0443   0.7254   1.0000
   9.500   0.6439   0.11543   0.10475  -0.0463   0.7181   1.0000
   9.750   0.6406   0.11595   0.10537  -0.0447   0.7076   1.0000
  10.000   0.6574   0.11894   0.10851  -0.0454   0.6992   1.0000
  11.500   1.0339   0.07187   0.06236  -0.0219   0.2478   1.0000
  11.750   1.0300   0.07440   0.06389  -0.0189   0.1967   1.0000
  12.000   1.0447   0.07517   0.06414  -0.0164   0.1710   1.0000
  12.250   1.0758   0.07454   0.06331  -0.0142   0.1503   1.0000
  12.500   1.1559   0.07078   0.05938  -0.0128   0.1309   1.0000
  12.750   1.2441   0.07007   0.05885  -0.0137   0.1194   1.0000
  13.000   1.3108   0.07224   0.06111  -0.0153   0.1121   1.0000
  13.250   1.3195   0.07533   0.06464  -0.0138   0.1104   1.0000
  13.500   1.3297   0.07889   0.06861  -0.0126   0.1097   1.0000
  13.750   1.3291   0.08277   0.07286  -0.0110   0.1093   1.0000
  14.000   1.3206   0.08682   0.07725  -0.0092   0.1091   1.0000
  14.250   1.3064   0.09113   0.08188  -0.0076   0.1090   1.0000
  14.500   1.2882   0.09582   0.08686  -0.0062   0.1092   1.0000
  14.750   1.2670   0.10101   0.09234  -0.0051   0.1097   1.0000
  15.000   1.2430   0.10659   0.09816  -0.0044   0.1102   1.0000
  15.250   1.2200   0.11255   0.10434  -0.0043   0.1110   1.0000
  15.500   1.1976   0.11896   0.11093  -0.0047   0.1118   1.0000
  15.750   1.1787   0.12568   0.11780  -0.0056   0.1126   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)