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