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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.2852 0.01940 0.01220 -0.0415 0.6576 0.0427 0.500 0.3486 0.01870 0.01156 -0.0433 0.6566 0.0461 1.000 0.4080 0.01812 0.01101 -0.0440 0.6555 0.0503 2.000 0.7353 0.01788 0.01343 -0.0903 0.6549 0.9850 2.500 0.8129 0.02007 0.01581 -0.0989 0.6444 0.9963 3.500 0.9663 0.01223 0.00747 -0.1013 0.6324 1.0000 4.000 1.0137 0.01112 0.00623 -0.0995 0.6158 1.0000 4.500 1.0608 0.01101 0.00615 -0.0983 0.5989 1.0000 5.000 1.1080 0.01115 0.00625 -0.0972 0.5642 1.0000 5.500 1.0977 0.01658 0.01073 -0.0914 0.3858 1.0000 6.000 1.0292 0.02143 0.01536 -0.0743 0.3309 1.0000 6.500 0.9709 0.02721 0.02056 -0.0613 0.2188 1.0000 7.000 0.9385 0.03259 0.02517 -0.0529 0.0798 1.0000 7.500 0.9485 0.03561 0.02789 -0.0490 0.0334 1.0000 8.000 0.9761 0.03745 0.02973 -0.0469 0.0275 1.0000 8.500 1.0044 0.03932 0.03161 -0.0449 0.0246 1.0000 9.000 1.0317 0.04131 0.03359 -0.0430 0.0181 1.0000 9.500 1.0546 0.04369 0.03590 -0.0408 0.0056 1.0000 10.000 1.0795 0.04600 0.03827 -0.0388 0.0046 1.0000 10.500 1.1040 0.04837 0.04072 -0.0370 0.0044 1.0000 11.000 1.1291 0.05073 0.04317 -0.0352 0.0044 1.0000 11.500 1.1516 0.05341 0.04596 -0.0334 0.0043 1.0000 12.000 1.1744 0.05607 0.04872 -0.0318 0.0042 1.0000 12.500 1.1955 0.05893 0.05171 -0.0301 0.0043 1.0000 13.000 1.2156 0.06199 0.05490 -0.0286 0.0042 1.0000 13.500 1.2347 0.06516 0.05821 -0.0271 0.0042 1.0000 14.000 1.2519 0.06858 0.06178 -0.0256 0.0043 1.0000 14.500 1.2667 0.07238 0.06574 -0.0243 0.0043 1.0000 15.000 1.2787 0.07659 0.07012 -0.0231 0.0043 1.0000 15.500 1.2883 0.08116 0.07486 -0.0220 0.0043 1.0000 16.000 1.2942 0.08633 0.08020 -0.0212 0.0044 1.0000 16.500 1.2982 0.09186 0.08592 -0.0206 0.0044 1.0000 17.000 1.2979 0.09805 0.09231 -0.0202 0.0044 1.0000 17.500 1.2980 0.10442 0.09888 -0.0203 0.0045 1.0000 18.000 1.2947 0.11139 0.10607 -0.0208 0.0045 1.0000 18.500 1.2919 0.11856 0.11347 -0.0218 0.0045 1.0000 19.000 1.2878 0.12625 0.12139 -0.0236 0.0046 1.0000 19.500 1.2828 0.13439 0.12978 -0.0261 0.0046 1.0000 20.000 1.2728 0.14360 0.13924 -0.0294 0.0047 1.0000 20.500 1.2620 0.15348 0.14939 -0.0337 0.0047 1.0000 21.000 1.2478 0.16451 0.16071 -0.0392 0.0048 1.0000 21.500 1.2287 0.17734 0.17386 -0.0464 0.0049 1.0000 22.000 1.2041 0.19250 0.18936 -0.0555 0.0050 1.0000 22.500 1.1674 0.21304 0.21030 -0.0681 0.0051 1.0000 23.000 0.7145 0.25303 0.25085 -0.0584 0.0156 1.0000 23.500 0.7187 0.25941 0.25725 -0.0607 0.0150 1.0000 24.000 0.7243 0.26508 0.26294 -0.0628 0.0146 1.0000 24.500 0.7330 0.26989 0.26776 -0.0641 0.0143 1.0000 25.000 0.7333 0.27814 0.27602 -0.0670 0.0142 1.0000 25.500 0.7318 0.28750 0.28540 -0.0706 0.0132 1.0000 26.000 0.7357 0.29412 0.29204 -0.0729 0.0125 1.0000 26.500 0.7398 0.30027 0.29821 -0.0752 0.0119 1.0000 27.000 0.7443 0.30600 0.30396 -0.0774 0.0116 1.0000 27.500 0.7502 0.31120 0.30919 -0.0791 0.0114 1.0000 28.000 0.7535 0.31810 0.31611 -0.0813 0.0113 1.0000 28.500 0.7537 0.32595 0.32398 -0.0843 0.0112 1.0000 29.000 0.7556 0.33354 0.33159 -0.0870 0.0109 1.0000 29.500 0.7583 0.34031 0.33838 -0.0894 0.0105 1.0000 30.000 0.7609 0.34674 0.34484 -0.0918 0.0101 1.0000 30.500 0.7634 0.35305 0.35117 -0.0941 0.0099 1.0000 31.000 0.7656 0.35926 0.35742 -0.0965 0.0096 1.0000 31.500 0.7677 0.36534 0.36353 -0.0988 0.0095 1.0000 32.000 0.7696 0.37139 0.36960 -0.1011 0.0093 1.0000 32.500 0.7711 0.37725 0.37550 -0.1034 0.0092 1.0000 33.000 0.7725 0.38305 0.38133 -0.1058 0.0091 1.0000 33.500 0.7737 0.38872 0.38703 -0.1080 0.0090 1.0000 34.000 0.7747 0.39429 0.39263 -0.1103 0.0089 1.0000 34.500 0.7756 0.39965 0.39803 -0.1124 0.0088 1.0000 36.000 0.7747 0.41892 0.41740 -0.1195 0.0085 1.0000 36.500 0.7745 0.42578 0.42429 -0.1217 0.0077 1.0000 37.000 0.7739 0.43146 0.43000 -0.1239 0.0070 1.0000 37.500 0.7730 0.43626 0.43484 -0.1262 0.0066 1.0000 38.500 0.7704 0.45045 0.44908 -0.1303 0.0059 1.0000 39.000 0.7689 0.45616 0.45483 -0.1324 0.0051 1.0000 39.500 0.7670 0.46067 0.45937 -0.1346 0.0047 1.0000 40.500 0.7627 0.47387 0.47261 -0.1385 0.0043 1.0000 41.000 0.7605 0.47995 0.47872 -0.1405 0.0036 1.0000 41.500 0.7578 0.48471 0.48351 -0.1425 0.0031 1.0000 42.000 0.7545 0.48831 0.48714 -0.1446 0.0029 1.0000 43.000 0.7479 0.50021 0.49908 -0.1483 0.0027 1.0000 43.500 0.7451 0.50641 0.50530 -0.1500 0.0025 1.0000 44.000 0.7415 0.51139 0.51030 -0.1518 0.0021 1.0000 44.500 0.7375 0.51561 0.51455 -0.1537 0.0017 1.0000 45.000 0.7332 0.51905 0.51802 -0.1556 0.0015 1.0000 45.500 0.7282 0.52151 0.52051 -0.1576 0.0014 1.0000 46.000 0.7232 0.52581 0.52483 -0.1593 0.0013 1.0000 46.500 0.7197 0.53200 0.53103 -0.1608 0.0010 1.0000 47.000 0.7148 0.53532 0.53439 -0.1625 0.0008 1.0000 48.500 0.6988 0.54510 0.54422 -0.1674 0.0006 1.0000 49.000 0.6933 0.54802 0.54716 -0.1690 0.0004 1.0000 49.500 0.6872 0.54970 0.54888 -0.1706 0.0001 1.0000 50.500 0.6746 0.55315 0.55237 -0.1738 0.0000 1.0000 51.000 0.6684 0.55537 0.55461 -0.1752 0.0000 1.0000 51.500 0.6620 0.55723 0.55648 -0.1766 0.0000 1.0000 52.000 0.6553 0.55860 0.55788 -0.1780 0.0000 1.0000 52.500 0.6484 0.55938 0.55867 -0.1794 0.0000 1.0000 53.000 0.6413 0.55963 0.55894 -0.1809 0.0002 1.0000 53.500 0.6340 0.55947 0.55881 -0.1824 0.0004 1.0000 54.000 0.6263 0.55864 0.55801 -0.1838 0.0005 1.0000 54.500 0.6184 0.55722 0.55661 -0.1854 0.0006 1.0000 55.000 0.6097 0.55520 0.55461 -0.1870 0.0007 1.0000 56.000 0.5944 0.55470 0.55414 -0.1894 0.0008 1.0000 56.500 0.5868 0.55408 0.55354 -0.1905 0.0008 1.0000 57.000 0.5791 0.55323 0.55270 -0.1916 0.0008 1.0000 57.500 0.5711 0.55171 0.55121 -0.1927 0.0010 1.0000 58.000 0.5628 0.54959 0.54911 -0.1938 0.0011 1.0000 58.500 0.5542 0.54687 0.54640 -0.1950 0.0013 1.0000 59.000 0.5454 0.54380 0.54335 -0.1961 0.0014 1.0000 59.500 0.5365 0.54030 0.53986 -0.1973 0.0015 1.0000 60.000 0.5274 0.53628 0.53586 -0.1984 0.0015 1.0000