XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 2415 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.2382 0.00770 0.00254 -0.0498 0.6725 0.7289 0.500 0.2897 0.00770 0.00262 -0.0483 0.6434 0.7921 1.000 0.3408 0.00779 0.00276 -0.0466 0.6161 0.8493 1.500 0.3925 0.00795 0.00295 -0.0449 0.5897 0.8994 2.000 0.4485 0.00822 0.00317 -0.0442 0.5636 0.9370 2.500 0.5118 0.00856 0.00340 -0.0453 0.5380 0.9637 3.000 0.5871 0.00895 0.00365 -0.0492 0.5121 0.9790 3.500 0.6702 0.00927 0.00389 -0.0549 0.4851 0.9886 4.500 0.8062 0.00992 0.00430 -0.0605 0.4297 1.0000 5.000 0.8472 0.01018 0.00451 -0.0576 0.4039 1.0000 5.500 0.8873 0.01054 0.00478 -0.0545 0.3752 1.0000 6.000 0.9266 0.01099 0.00511 -0.0513 0.3442 1.0000 6.500 0.9651 0.01155 0.00553 -0.0479 0.3112 1.0000 7.000 1.0044 0.01216 0.00602 -0.0448 0.2772 1.0000 7.500 1.0434 0.01291 0.00661 -0.0418 0.2418 1.0000 8.000 1.0817 0.01377 0.00732 -0.0388 0.2071 1.0000 8.500 1.1185 0.01474 0.00814 -0.0356 0.1753 1.0000 9.500 1.1825 0.01690 0.01009 -0.0280 0.1253 1.0000 10.000 1.2109 0.01819 0.01131 -0.0240 0.1073 1.0000 10.500 1.2378 0.01967 0.01274 -0.0201 0.0931 1.0000 11.000 1.2638 0.02128 0.01437 -0.0165 0.0822 1.0000 11.500 1.2884 0.02309 0.01621 -0.0132 0.0735 1.0000 12.000 1.3098 0.02524 0.01844 -0.0100 0.0667 1.0000 12.500 1.3242 0.02806 0.02129 -0.0068 0.0610 1.0000 13.000 1.3441 0.03071 0.02407 -0.0046 0.0566 1.0000 13.500 1.3518 0.03457 0.02802 -0.0024 0.0529 1.0000 14.000 1.3662 0.03812 0.03172 -0.0011 0.0496 1.0000 14.500 1.3655 0.04333 0.03701 0.0000 0.0468 1.0000 15.000 1.3728 0.04806 0.04194 0.0005 0.0447 1.0000 15.500 1.3761 0.05349 0.04753 0.0003 0.0426 1.0000 16.000 1.3693 0.06020 0.05433 -0.0002 0.0408 1.0000 16.500 1.3677 0.06662 0.06095 -0.0011 0.0392 1.0000 17.000 1.3654 0.07341 0.06793 -0.0026 0.0376 1.0000 17.500 1.3600 0.08069 0.07535 -0.0045 0.0362 1.0000 18.000 1.3510 0.08818 0.08290 -0.0060 0.0348 1.0000 18.500 1.3440 0.09618 0.09115 -0.0087 0.0338 1.0000 19.000 1.3364 0.10428 0.09945 -0.0116 0.0327 1.0000 19.500 1.3294 0.11244 0.10776 -0.0148 0.0317 1.0000 20.000 1.3235 0.12035 0.11577 -0.0181 0.0307 1.0000 20.500 1.3184 0.12785 0.12337 -0.0211 0.0297 1.0000 21.000 1.3048 0.13782 0.13361 -0.0264 0.0290 1.0000 21.500 1.2914 0.14793 0.14396 -0.0321 0.0281 1.0000 22.000 1.2795 0.15789 0.15410 -0.0381 0.0273 1.0000 22.500 1.2720 0.16714 0.16349 -0.0440 0.0266 1.0000 23.000 1.2691 0.17533 0.17176 -0.0494 0.0259 1.0000 23.500 1.2355 0.19106 0.18780 -0.0603 0.0254 1.0000