Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NACA 65(2)-215 (naca652215-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 65(2)-215 (naca652215-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 22.68 at α=8°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca652215-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca652215-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 65(2)-215                                  
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.4866   0.10134   0.09426  -0.0390   1.0000   0.2269
 -10.250  -0.5583   0.08164   0.07471  -0.0549   1.0000   0.1575
 -10.000  -0.6250   0.07490   0.06802  -0.0572   1.0000   0.1522
  -9.750  -0.6872   0.07260   0.06573  -0.0528   1.0000   0.1504
  -9.500  -0.6899   0.06897   0.06208  -0.0508   1.0000   0.1452
  -9.250  -0.7135   0.06635   0.05943  -0.0466   1.0000   0.1424
  -9.000  -0.7440   0.06407   0.05702  -0.0414   1.0000   0.1397
  -8.750  -0.7834   0.06195   0.05453  -0.0351   1.0000   0.1360
  -8.500  -0.7976   0.05974   0.05199  -0.0308   1.0000   0.1329
  -8.250  -0.7988   0.05676   0.04887  -0.0279   1.0000   0.1310
  -8.000  -0.8020   0.05395   0.04581  -0.0248   1.0000   0.1290
  -7.750  -0.8034   0.05124   0.04277  -0.0217   1.0000   0.1275
  -7.500  -0.8006   0.04872   0.03990  -0.0190   1.0000   0.1270
  -7.250  -0.7943   0.04642   0.03724  -0.0166   1.0000   0.1277
  -7.000  -0.7850   0.04421   0.03467  -0.0144   1.0000   0.1288
  -6.750  -0.7721   0.04208   0.03219  -0.0125   1.0000   0.1296
  -6.500  -0.7560   0.04006   0.02982  -0.0109   1.0000   0.1305
  -6.250  -0.7380   0.03834   0.02774  -0.0093   1.0000   0.1321
  -6.000  -0.7182   0.03666   0.02588  -0.0081   1.0000   0.1360
  -5.750  -0.6972   0.03527   0.02451  -0.0070   1.0000   0.1427
  -5.500  -0.6746   0.03417   0.02319  -0.0056   1.0000   0.1487
  -5.250  -0.6509   0.03300   0.02224  -0.0043   1.0000   0.1575
  -5.000  -0.6322   0.03205   0.02138  -0.0025   1.0000   0.1705
  -4.750  -0.6183   0.03098   0.02042  -0.0003   1.0000   0.1878
  -4.500  -0.6088   0.02959   0.01930   0.0022   1.0000   0.2149
  -4.250  -0.6092   0.02650   0.01756   0.0052   1.0000   0.3240
  -4.000  -0.3911   0.04467   0.03649   0.0146   1.0000   0.8681
  -3.750  -0.3304   0.04435   0.03578   0.0086   1.0000   0.8990
  -3.500  -0.3005   0.04378   0.03499   0.0064   1.0000   0.9175
  -3.250  -0.2640   0.04312   0.03407   0.0028   1.0000   0.9337
  -3.000  -0.2388   0.04258   0.03336   0.0009   1.0000   0.9465
  -2.750  -0.2125   0.04208   0.03270  -0.0013   1.0000   0.9579
  -2.500  -0.1818   0.04156   0.03200  -0.0045   1.0000   0.9680
  -2.250  -0.1548   0.04116   0.03147  -0.0070   1.0000   0.9769
  -2.000  -0.1302   0.04089   0.03108  -0.0092   1.0000   0.9850
  -1.750  -0.1025   0.04065   0.03072  -0.0120   1.0000   0.9926
  -1.500  -0.0734   0.04052   0.03048  -0.0151   1.0000   0.9997
  -1.250  -0.0698   0.04043   0.03033  -0.0133   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.0674   0.04033   0.03019  -0.0113   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.0651   0.04023   0.03005  -0.0093   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.0627   0.04013   0.02991  -0.0073   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.0604   0.04003   0.02977  -0.0052   1.0000   1.0000
   0.000  -0.0582   0.03992   0.02963  -0.0031   1.0000   1.0000
   0.250  -0.0563   0.03979   0.02947  -0.0010   1.0000   1.0000
   0.500  -0.0546   0.03967   0.02932   0.0012   1.0000   1.0000
   0.750  -0.0532   0.03952   0.02915   0.0034   1.0000   1.0000
   1.000  -0.0522   0.03935   0.02895   0.0057   1.0000   1.0000
   1.250  -0.0517   0.03915   0.02874   0.0080   1.0000   1.0000
   1.500  -0.0518   0.03893   0.02850   0.0105   1.0000   1.0000
   1.750  -0.0524   0.03866   0.02821   0.0130   1.0000   1.0000
   2.000  -0.0537   0.03834   0.02789   0.0156   1.0000   1.0000
   2.250  -0.0556   0.03798   0.02751   0.0183   1.0000   1.0000
   2.500  -0.0578   0.03757   0.02710   0.0211   1.0000   1.0000
   2.750  -0.0596   0.03716   0.02668   0.0238   1.0000   1.0000
   3.000  -0.0596   0.03682   0.02633   0.0261   1.0000   1.0000
   3.250  -0.0543   0.03677   0.02626   0.0275   1.0000   1.0000
   3.500  -0.0435   0.03704   0.02651   0.0279   1.0000   1.0000
   3.750  -0.0292   0.03756   0.02702   0.0277   1.0000   1.0000
   4.000  -0.0130   0.03826   0.02772   0.0272   1.0000   1.0000
   4.250   0.0041   0.03910   0.02856   0.0264   1.0000   1.0000
   4.500   0.0216   0.04005   0.02952   0.0256   1.0000   1.0000
   4.750   0.0391   0.04110   0.03059   0.0247   1.0000   1.0000
   5.000   0.0565   0.04224   0.03177   0.0238   1.0000   1.0000
   5.250   0.0734   0.04346   0.03303   0.0229   1.0000   1.0000
   5.500   0.0952   0.04510   0.03473   0.0209   0.9974   1.0000
   5.750   0.1418   0.04857   0.03833   0.0140   0.9782   1.0000
   6.000   0.1875   0.05205   0.04195   0.0076   0.9551   1.0000
   6.250   0.2318   0.05530   0.04536   0.0019   0.9264   1.0000
   6.500   0.2658   0.05735   0.04760  -0.0015   0.8909   1.0000
   6.750   0.4220   0.05769   0.04850  -0.0122   0.7382   1.0000
   7.000   0.4568   0.05824   0.04926  -0.0128   0.7084   1.0000
   7.250   0.5028   0.05815   0.04949  -0.0137   0.6764   1.0000
   7.500   0.6433   0.04818   0.04038  -0.0130   0.6112   1.0000
   7.750   0.7338   0.03451   0.02755  -0.0033   0.5288   1.0000
   8.000   0.7285   0.03212   0.02269   0.0091   0.2476   1.0000
   8.250   0.7286   0.03465   0.02445   0.0120   0.1991   1.0000
   8.500   0.7610   0.03632   0.02566   0.0128   0.1657   1.0000
   8.750   0.8643   0.03893   0.02808   0.0059   0.1359   1.0000
   9.000   0.9146   0.04162   0.03085   0.0031   0.1251   1.0000
   9.250   0.9514   0.04482   0.03437   0.0020   0.1212   1.0000
   9.500   0.9734   0.04772   0.03771   0.0027   0.1190   1.0000
   9.750   0.9888   0.05063   0.04098   0.0039   0.1167   1.0000
  10.000   1.0007   0.05362   0.04429   0.0052   0.1147   1.0000
  10.250   1.0080   0.05682   0.04782   0.0069   0.1137   1.0000
  10.500   1.0056   0.06028   0.05170   0.0094   0.1145   1.0000
  10.750   0.9969   0.06392   0.05572   0.0120   0.1159   1.0000
  11.000   0.9829   0.06751   0.05961   0.0148   0.1174   1.0000
  11.250   0.9641   0.07121   0.06355   0.0174   0.1189   1.0000
  11.500   0.9465   0.07530   0.06783   0.0190   0.1204   1.0000
  11.750   0.9329   0.07997   0.07264   0.0197   0.1219   1.0000
  12.000   0.9281   0.08502   0.07783   0.0197   0.1240   1.0000
  12.250   0.8326   0.09271   0.08580   0.0168   0.1270   1.0000
  12.500   0.7652   0.10588   0.09900   0.0087   0.1342   1.0000
  12.750   0.7723   0.11134   0.10447   0.0077   0.1373   1.0000
<< Back to NACA 65(2)-215 (naca652215-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 65(2)-215 (naca652215-il)