Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to NASA LRN 1015 (NASA TM 102840) (lrn1015-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NASA LRN 1015 (NASA TM 102840) (lrn1015-il)