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=5


Details Polar file
Airfoil: NACA 2-H-15 AIRFOIL (n2h15-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 13.4 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n2h15-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-n2h15-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.250  -0.1331   0.14692   0.13928  -0.0908   0.8200   0.1030
 -14.000  -0.1405   0.14688   0.13927  -0.0930   0.8190   0.1040
 -13.750  -0.1481   0.14658   0.13902  -0.0952   0.8180   0.1044
 -13.500  -0.1143   0.13866   0.13103  -0.0945   0.8165   0.1069
 -13.250  -0.1022   0.13562   0.12796  -0.0950   0.8151   0.1098
 -13.000  -0.0957   0.13338   0.12572  -0.0958   0.8138   0.1134
 -12.750  -0.0951   0.13185   0.12419  -0.0969   0.8125   0.1173
 -12.500  -0.1076   0.13197   0.12435  -0.0988   0.8112   0.1199
 -12.250  -0.1233   0.13228   0.12470  -0.1010   0.8100   0.1207
 -12.000  -0.0842   0.12495   0.11732  -0.0999   0.8085   0.1244
 -11.750  -0.0743   0.12237   0.11474  -0.1006   0.8070   0.1281
 -11.500  -0.0710   0.12041   0.11278  -0.1016   0.8057   0.1322
 -11.250  -0.0804   0.11974   0.11217  -0.1034   0.8044   0.1363
   1.250   0.0751   0.05731   0.04348  -0.0218   0.6928   0.0882
   1.500   0.1204   0.05769   0.04387  -0.0262   0.6907   0.0933
   1.750   0.1454   0.05814   0.04429  -0.0273   0.6870   0.1024
   2.000   0.1685   0.05862   0.04482  -0.0282   0.6830   0.1125
   2.250   0.2027   0.05912   0.04556  -0.0311   0.6801   0.1442
   2.500   0.3519   0.06125   0.04975  -0.0580   0.6790   1.0000
   2.750   0.3746   0.06204   0.05038  -0.0577   0.6762   1.0000
   3.000   0.4014   0.06287   0.05106  -0.0578   0.6739   1.0000
   3.250   0.4004   0.06383   0.05196  -0.0550   0.6683   1.0000
   3.500   0.4161   0.06472   0.05278  -0.0540   0.6644   1.0000
   3.750   0.4383   0.06556   0.05352  -0.0538   0.6611   1.0000
   4.000   0.4648   0.06642   0.05432  -0.0539   0.6586   1.0000
   4.250   0.4662   0.06752   0.05540  -0.0516   0.6530   1.0000
   4.500   0.4825   0.06845   0.05630  -0.0509   0.6485   1.0000
   4.750   0.5054   0.06934   0.05716  -0.0507   0.6452   1.0000
   5.000   0.5277   0.07030   0.05810  -0.0506   0.6422   1.0000
   5.250   0.5311   0.07146   0.05927  -0.0487   0.6357   1.0000
   5.500   0.5507   0.07241   0.06025  -0.0483   0.6316   1.0000
   5.750   0.5763   0.07331   0.06116  -0.0484   0.6286   1.0000
   6.000   0.5813   0.07455   0.06244  -0.0468   0.6221   1.0000
   6.250   0.5986   0.07558   0.06351  -0.0463   0.6173   1.0000
   6.500   0.6239   0.07646   0.06445  -0.0464   0.6138   1.0000
   6.750   0.6304   0.07775   0.06579  -0.0451   0.6070   1.0000
   7.000   0.6486   0.07875   0.06687  -0.0446   0.6018   1.0000
   7.250   0.6754   0.07959   0.06780  -0.0449   0.5984   1.0000
   7.500   0.6791   0.08094   0.06924  -0.0433   0.5899   1.0000
   7.750   0.7022   0.08180   0.07019  -0.0433   0.5852   1.0000
   8.250   0.7324   0.08394   0.07256  -0.0420   0.5716   1.0000
   8.500   0.7625   0.08447   0.07324  -0.0423   0.5679   1.0000
   8.750   0.7638   0.08604   0.07493  -0.0408   0.5577   1.0000
   9.000   0.7929   0.08654   0.07562  -0.0410   0.5534   1.0000
   9.250   0.7959   0.08816   0.07737  -0.0397   0.5432   1.0000
   9.500   0.8257   0.08847   0.07788  -0.0398   0.5384   1.0000
   9.750   0.8338   0.08951   0.07908  -0.0386   0.5266   1.0000
  10.000   0.8543   0.08923   0.07900  -0.0375   0.5137   1.0000
  10.250   0.8838   0.08708   0.07706  -0.0358   0.4965   1.0000
  10.500   0.9130   0.08293   0.07309  -0.0327   0.4669   1.0000
  10.750   0.9330   0.08054   0.07088  -0.0301   0.4343   1.0000
  11.000   0.9469   0.08036   0.07090  -0.0284   0.4076   1.0000
  11.250   0.9543   0.08139   0.07213  -0.0269   0.3729   1.0000
  11.500   1.0022   0.07479   0.06433  -0.0223   0.2049   1.0000
  11.750   0.9941   0.07818   0.06706  -0.0207   0.1560   1.0000
  12.000   0.9906   0.08140   0.06995  -0.0195   0.1294   1.0000
  12.250   0.9925   0.08403   0.07241  -0.0185   0.1140   1.0000
  12.500   0.9973   0.08630   0.07458  -0.0175   0.1037   1.0000
  12.750   1.0046   0.08828   0.07651  -0.0165   0.0951   1.0000
  13.000   1.0152   0.08982   0.07808  -0.0155   0.0878   1.0000
  13.250   1.0273   0.09113   0.07940  -0.0145   0.0823   1.0000
  13.500   1.0441   0.09182   0.08014  -0.0132   0.0774   1.0000
  13.750   1.0618   0.09250   0.08094  -0.0120   0.0726   1.0000
  14.000   1.0851   0.09236   0.08070  -0.0106   0.0685   1.0000
  14.250   1.1157   0.09188   0.08053  -0.0090   0.0648   1.0000
  14.500   1.1402   0.09230   0.08112  -0.0079   0.0614   1.0000
  14.750   1.1650   0.09271   0.08150  -0.0070   0.0583   1.0000
  15.000   1.1851   0.09432   0.08343  -0.0061   0.0563   1.0000
  15.250   1.1957   0.09699   0.08646  -0.0054   0.0549   1.0000
  15.500   1.1997   0.10026   0.09005  -0.0049   0.0535   1.0000
  15.750   1.2008   0.10377   0.09383  -0.0046   0.0523   1.0000
  16.000   1.2004   0.10741   0.09769  -0.0045   0.0511   1.0000
  16.250   1.1982   0.11122   0.10169  -0.0045   0.0502   1.0000
  16.500   1.1983   0.11480   0.10539  -0.0047   0.0491   1.0000
  16.750   1.1955   0.11903   0.10975  -0.0050   0.0485   1.0000
  17.000   1.1786   0.12509   0.11612  -0.0062   0.0484   1.0000
  17.250   1.1600   0.13164   0.12294  -0.0080   0.0484   1.0000
  17.500   1.1401   0.13877   0.13031  -0.0105   0.0484   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)