NASA LRN 1015 (NASA TM 102840) (lrn1015-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NASA LRN 1015 (NASA TM 102840) (lrn1015-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.9 at α=12.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-lrn1015-il-50000.txt Download as CSV file: xf-lrn1015-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NASA LRN 1015 (NASA TM 102840)
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.4472 0.12462 0.11943 -0.0100 1.0000 0.2575
-7.500 -0.4483 0.12183 0.11670 -0.0082 1.0000 0.2660
-7.250 -0.4736 0.12099 0.11594 -0.0064 1.0000 0.2757
-7.000 -0.4649 0.11797 0.11294 -0.0041 1.0000 0.2901
-6.750 -0.4664 0.11550 0.11053 -0.0018 1.0000 0.3022
-6.500 -0.5082 0.11512 0.11026 0.0010 1.0000 0.3099
-6.250 -0.5107 0.11274 0.10793 0.0040 1.0000 0.3264
-6.000 -0.5184 0.11068 0.10593 0.0072 1.0000 0.3433
-5.750 -0.5192 0.10809 0.10339 0.0105 1.0000 0.3639
-5.500 -0.5490 0.10695 0.10233 0.0134 1.0000 0.3784
-5.250 -0.5313 0.10452 0.09992 0.0182 1.0000 0.4113
-5.000 -0.5151 0.10209 0.09750 0.0218 1.0000 0.4441
-4.750 -0.4848 0.09909 0.09451 0.0244 1.0000 0.4866
-4.500 -0.4804 0.09753 0.09298 0.0290 1.0000 0.5284
-4.250 -0.4595 0.09560 0.09106 0.0326 1.0000 0.5802
-4.000 -0.4084 0.09225 0.08766 0.0327 1.0000 0.6397
-3.250 -0.4563 0.05854 0.05124 -0.0301 1.0000 0.1748
-3.000 -0.4255 0.05447 0.04636 -0.0316 1.0000 0.1467
-2.750 -0.4015 0.05204 0.04357 -0.0315 1.0000 0.1365
-2.500 -0.3737 0.05024 0.04092 -0.0315 1.0000 0.1267
-2.250 -0.3516 0.04857 0.03899 -0.0312 1.0000 0.1251
-2.000 -0.3288 0.04726 0.03734 -0.0308 1.0000 0.1250
-1.750 -0.3061 0.04615 0.03594 -0.0303 1.0000 0.1244
-1.500 -0.2835 0.04526 0.03478 -0.0296 1.0000 0.1236
-1.250 -0.2610 0.04459 0.03387 -0.0289 1.0000 0.1239
-1.000 -0.2389 0.04415 0.03322 -0.0280 1.0000 0.1260
-0.750 -0.2176 0.04380 0.03280 -0.0271 1.0000 0.1305
-0.500 -0.1974 0.04366 0.03266 -0.0261 1.0000 0.1375
-0.250 -0.1756 0.04375 0.03259 -0.0252 1.0000 0.1446
0.000 -0.1539 0.04378 0.03264 -0.0247 1.0000 0.1589
0.250 -0.1307 0.04379 0.03280 -0.0247 1.0000 0.1860
0.500 -0.1168 0.04070 0.03332 -0.0200 1.0000 1.0000
0.750 -0.0959 0.04157 0.03331 -0.0191 1.0000 1.0000
1.000 -0.0769 0.04247 0.03380 -0.0190 1.0000 1.0000
1.250 -0.0582 0.04343 0.03444 -0.0190 1.0000 1.0000
1.500 -0.0398 0.04443 0.03518 -0.0191 1.0000 1.0000
1.750 -0.0217 0.04549 0.03601 -0.0192 1.0000 1.0000
2.000 -0.0038 0.04659 0.03691 -0.0193 1.0000 1.0000
2.250 0.0138 0.04775 0.03788 -0.0195 1.0000 1.0000
2.500 0.0485 0.05021 0.04012 -0.0230 0.9918 1.0000
2.750 0.0844 0.05271 0.04243 -0.0267 0.9790 1.0000
3.000 0.1197 0.05516 0.04472 -0.0303 0.9642 1.0000
3.250 0.1538 0.05762 0.04704 -0.0335 0.9493 1.0000
3.750 0.2177 0.06250 0.05170 -0.0390 0.9179 1.0000
4.000 0.2471 0.06486 0.05398 -0.0412 0.9020 1.0000
4.250 0.2679 0.06643 0.05549 -0.0420 0.8854 1.0000
4.500 0.2890 0.06814 0.05717 -0.0428 0.8689 1.0000
4.750 0.3107 0.07001 0.05901 -0.0438 0.8526 1.0000
5.000 0.3335 0.07210 0.06108 -0.0449 0.8371 1.0000
5.250 0.3544 0.07409 0.06305 -0.0457 0.8210 1.0000
5.500 0.3751 0.07615 0.06511 -0.0465 0.8053 1.0000
5.750 0.3944 0.07813 0.06710 -0.0472 0.7890 1.0000
6.000 0.4135 0.08016 0.06914 -0.0478 0.7727 1.0000
6.250 0.4324 0.08214 0.07114 -0.0483 0.7552 1.0000
6.500 0.4534 0.08413 0.07316 -0.0490 0.7366 1.0000
6.750 0.4907 0.08649 0.07553 -0.0508 0.7128 1.0000
7.000 0.5723 0.08289 0.07189 -0.0511 0.6390 1.0000
7.250 0.5889 0.08377 0.07281 -0.0505 0.6188 1.0000
7.500 0.6099 0.08475 0.07383 -0.0503 0.6005 1.0000
7.750 0.6362 0.08555 0.07470 -0.0503 0.5830 1.0000
8.000 0.6630 0.08633 0.07556 -0.0504 0.5666 1.0000
8.250 0.6920 0.08687 0.07616 -0.0504 0.5503 1.0000
8.500 0.7174 0.08755 0.07692 -0.0503 0.5346 1.0000
8.750 0.7429 0.08802 0.07750 -0.0499 0.5190 1.0000
9.000 0.7644 0.08874 0.07830 -0.0494 0.5037 1.0000
9.250 0.7857 0.08940 0.07905 -0.0488 0.4883 1.0000
9.500 0.8062 0.09003 0.07977 -0.0481 0.4729 1.0000
9.750 0.8204 0.09142 0.08127 -0.0475 0.4580 1.0000
10.000 0.8368 0.09249 0.08244 -0.0468 0.4429 1.0000
10.250 0.8477 0.09433 0.08436 -0.0462 0.4283 1.0000
10.500 0.8579 0.09629 0.08641 -0.0457 0.4139 1.0000
10.750 0.8688 0.09825 0.08847 -0.0452 0.4000 1.0000
11.000 0.8844 0.09968 0.09001 -0.0446 0.3871 1.0000
11.250 0.9299 0.09655 0.08703 -0.0426 0.3748 1.0000
11.500 0.9486 0.09726 0.08788 -0.0417 0.3623 1.0000
11.750 1.1809 0.06632 0.05732 -0.0349 0.3487 1.0000
12.000 0.8985 0.11280 0.10345 -0.0447 0.3388 1.0000
12.250 0.9439 0.10962 0.10043 -0.0423 0.3278 1.0000
12.500 0.8881 0.12290 0.11367 -0.0467 0.3203 1.0000
12.750 1.3676 0.06244 0.05343 -0.0345 0.2814 1.0000
13.000 1.3071 0.06961 0.06089 -0.0311 0.2799 1.0000
13.250 1.2027 0.08339 0.07488 -0.0298 0.2811 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NASA LRN 1015 (NASA TM 102840) (lrn1015-il)