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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 65(2)-215 (naca652215-il)