XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 2-H-15 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 -0.0051 0.03660 0.02863 0.0097 0.6403 0.0491 1.000 0.1526 0.03470 0.02677 -0.0117 0.6406 0.0498 2.500 0.6877 0.03361 0.02862 -0.0913 0.6408 1.0000 3.500 0.6850 0.03828 0.03324 -0.0773 0.6202 1.0000 4.000 0.7418 0.03806 0.03301 -0.0771 0.6178 1.0000 4.500 0.8503 0.03456 0.02954 -0.0825 0.6185 1.0000 5.000 0.8670 0.03492 0.02990 -0.0767 0.6057 1.0000 6.000 1.1524 0.01722 0.01224 -0.0897 0.6027 1.0000 6.500 1.2078 0.01637 0.01115 -0.0898 0.5266 1.0000 7.000 1.1599 0.02120 0.01524 -0.0768 0.4113 1.0000 7.500 1.0983 0.02703 0.02056 -0.0630 0.3232 1.0000 8.000 1.0626 0.03269 0.02571 -0.0543 0.2265 1.0000 8.500 1.0298 0.03897 0.03117 -0.0470 0.0910 1.0000 9.000 1.0382 0.04250 0.03444 -0.0435 0.0572 1.0000 9.500 1.0585 0.04516 0.03705 -0.0412 0.0460 1.0000 10.000 1.0806 0.04776 0.03971 -0.0392 0.0416 1.0000 10.500 1.1036 0.05033 0.04233 -0.0373 0.0363 1.0000 11.000 1.1239 0.05323 0.04530 -0.0354 0.0343 1.0000 11.500 1.1503 0.05558 0.04778 -0.0340 0.0318 1.0000 12.000 1.1754 0.05809 0.05033 -0.0326 0.0278 1.0000 12.500 1.2011 0.06059 0.05294 -0.0314 0.0247 1.0000 13.000 1.2282 0.06296 0.05537 -0.0303 0.0196 1.0000 13.500 1.2508 0.06583 0.05842 -0.0290 0.0159 1.0000 14.500 1.2811 0.07322 0.06583 -0.0261 0.0077 1.0000 15.000 1.2977 0.07686 0.06963 -0.0250 0.0077 1.0000 15.500 1.3091 0.08120 0.07417 -0.0238 0.0072 1.0000 16.000 1.3186 0.08584 0.07902 -0.0228 0.0068 1.0000 16.500 1.3276 0.09069 0.08408 -0.0222 0.0068 1.0000 17.000 1.3345 0.09591 0.08953 -0.0218 0.0068 1.0000 17.500 1.3316 0.10267 0.09654 -0.0217 0.0066 1.0000 18.000 1.3272 0.10981 0.10393 -0.0222 0.0065 1.0000 18.500 1.3265 0.11664 0.11103 -0.0231 0.0065 1.0000 19.000 1.3132 0.12566 0.12033 -0.0249 0.0064 1.0000 19.500 1.3136 0.13274 0.12767 -0.0270 0.0066 1.0000 20.000 1.2999 0.14250 0.13773 -0.0304 0.0065 1.0000 20.500 1.2893 0.15210 0.14763 -0.0345 0.0066 1.0000 21.000 1.2713 0.16370 0.15953 -0.0404 0.0066 1.0000 21.500 1.2557 0.17550 0.17170 -0.0471 0.0068 1.0000 22.000 1.2223 0.19278 0.18938 -0.0578 0.0069 1.0000 23.000 0.7338 0.25533 0.25268 -0.0576 0.0207 1.0000 23.500 0.7391 0.26134 0.25873 -0.0593 0.0204 1.0000 24.000 0.7436 0.26878 0.26618 -0.0608 0.0201 1.0000 24.500 0.7453 0.27599 0.27340 -0.0633 0.0200 1.0000 25.000 0.7455 0.28324 0.28067 -0.0661 0.0200 1.0000 25.500 0.7431 0.29050 0.28794 -0.0694 0.0198 1.0000 26.000 0.7416 0.29816 0.29561 -0.0729 0.0191 1.0000 26.500 0.7442 0.30493 0.30240 -0.0754 0.0180 1.0000 27.000 0.7472 0.31123 0.30875 -0.0777 0.0172 1.0000 27.500 0.7504 0.31737 0.31491 -0.0799 0.0166 1.0000 28.000 0.7537 0.32324 0.32080 -0.0821 0.0160 1.0000 28.500 0.7571 0.32888 0.32647 -0.0842 0.0156 1.0000 29.000 0.7613 0.33430 0.33194 -0.0859 0.0153 1.0000 30.000 0.7683 0.34752 0.34521 -0.0896 0.0149 1.0000 30.500 0.7677 0.35391 0.35163 -0.0925 0.0149 1.0000 31.000 0.7675 0.36034 0.35809 -0.0953 0.0148 1.0000 31.500 0.7680 0.36686 0.36464 -0.0980 0.0146 1.0000 32.000 0.7693 0.37326 0.37108 -0.1004 0.0142 1.0000 32.500 0.7705 0.37936 0.37721 -0.1027 0.0137 1.0000 33.000 0.7716 0.38529 0.38318 -0.1050 0.0132 1.0000 33.500 0.7725 0.39108 0.38901 -0.1073 0.0128 1.0000 34.000 0.7731 0.39674 0.39471 -0.1095 0.0124 1.0000 34.500 0.7735 0.40229 0.40030 -0.1118 0.0120 1.0000 35.000 0.7738 0.40762 0.40567 -0.1140 0.0117 1.0000 35.500 0.7739 0.41272 0.41081 -0.1161 0.0115 1.0000 36.000 0.7749 0.41790 0.41605 -0.1177 0.0112 1.0000 37.000 0.7713 0.43107 0.42929 -0.1228 0.0108 1.0000 37.500 0.7705 0.43742 0.43568 -0.1249 0.0098 1.0000 38.000 0.7693 0.44286 0.44115 -0.1270 0.0090 1.0000 38.500 0.7679 0.44735 0.44568 -0.1291 0.0085 1.0000 39.000 0.7657 0.45411 0.45247 -0.1311 0.0082 1.0000 39.500 0.7643 0.46102 0.45941 -0.1331 0.0074 1.0000 40.000 0.7622 0.46603 0.46445 -0.1352 0.0066 1.0000 40.500 0.7596 0.47001 0.46848 -0.1372 0.0063 1.0000 41.000 0.7572 0.47749 0.47598 -0.1391 0.0060 1.0000 41.500 0.7547 0.48308 0.48160 -0.1411 0.0052 1.0000 42.000 0.7516 0.48721 0.48576 -0.1431 0.0047 1.0000 42.500 0.7483 0.49261 0.49119 -0.1450 0.0046 1.0000 43.000 0.7455 0.49874 0.49735 -0.1467 0.0041 1.0000 43.500 0.7419 0.50316 0.50180 -0.1486 0.0036 1.0000 44.500 0.7344 0.51288 0.51158 -0.1522 0.0031 1.0000 45.000 0.7303 0.51714 0.51587 -0.1540 0.0027 1.0000 45.500 0.7258 0.52048 0.51925 -0.1559 0.0025 1.0000 46.000 0.7213 0.52492 0.52370 -0.1577 0.0024 1.0000 46.500 0.7170 0.52952 0.52833 -0.1593 0.0022 1.0000 47.000 0.7121 0.53308 0.53192 -0.1610 0.0019 1.0000 47.500 0.7070 0.53597 0.53484 -0.1628 0.0017 1.0000 48.500 0.6965 0.54269 0.54161 -0.1660 0.0015 1.0000 49.000 0.6909 0.54550 0.54446 -0.1676 0.0012 1.0000 49.500 0.6850 0.54754 0.54652 -0.1693 0.0011 1.0000 50.500 0.6732 0.55277 0.55180 -0.1724 0.0009 1.0000 51.000 0.6670 0.55466 0.55372 -0.1739 0.0007 1.0000 51.500 0.6605 0.55604 0.55512 -0.1755 0.0005 1.0000 53.000 0.6403 0.55943 0.55859 -0.1800 0.0003 1.0000 53.500 0.6333 0.56009 0.55927 -0.1814 0.0002 1.0000 54.000 0.6260 0.56003 0.55924 -0.1829 0.0001 1.0000 55.000 0.6112 0.56018 0.55944 -0.1857 0.0000 1.0000 55.500 0.6036 0.55973 0.55901 -0.1870 0.0000 1.0000 56.500 0.5880 0.55837 0.55769 -0.1897 0.0001 1.0000 57.000 0.5800 0.55726 0.55661 -0.1909 0.0002 1.0000 57.500 0.5718 0.55548 0.55486 -0.1923 0.0004 1.0000 58.500 0.5553 0.55238 0.55179 -0.1946 0.0005 1.0000 59.000 0.5469 0.55025 0.54968 -0.1958 0.0006 1.0000 59.500 0.5382 0.54761 0.54706 -0.1970 0.0007 1.0000 60.000 0.5295 0.54461 0.54409 -0.1982 0.0008 1.0000