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