NASA/LANGLEY LS(1)-0421 AIRFOIL (ls421-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NASA/LANGLEY LS(1)-0421 AIRFOIL (ls421-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.79 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ls421-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ls421-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NASA/LANGLEY LS(1)-0421 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.7343 0.09295 0.08555 -0.0541 1.0000 0.1575
-11.250 -0.7677 0.08860 0.08114 -0.0518 1.0000 0.1566
-11.000 -0.8056 0.08473 0.07721 -0.0485 1.0000 0.1556
-10.750 -0.8483 0.08138 0.07379 -0.0440 1.0000 0.1544
-10.500 -0.8879 0.07749 0.06972 -0.0403 1.0000 0.1534
-10.250 -0.9191 0.07352 0.06551 -0.0369 1.0000 0.1529
-10.000 -0.9405 0.06972 0.06140 -0.0340 1.0000 0.1532
-9.750 -0.9544 0.06607 0.05740 -0.0316 1.0000 0.1541
-9.500 -0.9622 0.06255 0.05345 -0.0296 1.0000 0.1555
-9.250 -0.9644 0.05921 0.04957 -0.0280 1.0000 0.1572
-9.000 -0.9505 0.05689 0.04728 -0.0269 1.0000 0.1602
-8.750 -0.9368 0.05506 0.04541 -0.0258 1.0000 0.1642
-8.500 -0.9256 0.05283 0.04286 -0.0248 1.0000 0.1689
-8.250 -0.9118 0.05061 0.04035 -0.0240 1.0000 0.1737
-8.000 -0.8941 0.04917 0.03897 -0.0230 1.0000 0.1796
-7.750 -0.8777 0.04744 0.03685 -0.0223 1.0000 0.1872
-7.500 -0.8590 0.04618 0.03583 -0.0211 1.0000 0.1955
-7.250 -0.8404 0.04475 0.03425 -0.0203 1.0000 0.2060
-7.000 -0.8217 0.04368 0.03324 -0.0192 1.0000 0.2193
-6.750 -0.8029 0.04265 0.03241 -0.0179 1.0000 0.2354
-6.500 -0.7843 0.04159 0.03144 -0.0168 1.0000 0.2579
-6.250 -0.7670 0.04065 0.03095 -0.0152 1.0000 0.2861
-6.000 -0.7501 0.03951 0.03022 -0.0139 1.0000 0.3292
-5.750 -0.7343 0.03834 0.02977 -0.0123 1.0000 0.3955
-5.500 -0.7235 0.03878 0.03114 -0.0073 1.0000 0.4720
-5.250 -0.7138 0.04125 0.03401 -0.0001 1.0000 0.5271
-5.000 -0.7015 0.04420 0.03698 0.0064 1.0000 0.5657
-4.750 -0.6879 0.04675 0.03943 0.0117 1.0000 0.5995
-4.500 -0.6742 0.04961 0.04222 0.0179 1.0000 0.6220
-4.250 -0.6597 0.05210 0.04461 0.0236 1.0000 0.6442
-4.000 -0.6445 0.05420 0.04662 0.0288 1.0000 0.6664
-3.750 -0.6285 0.05595 0.04826 0.0334 1.0000 0.6890
-3.500 -0.6116 0.05737 0.04956 0.0375 1.0000 0.7120
-3.250 -0.5940 0.05843 0.05051 0.0410 1.0000 0.7356
-3.000 -0.5765 0.05914 0.05111 0.0440 1.0000 0.7598
-2.750 -0.5635 0.05935 0.05121 0.0468 1.0000 0.7850
-2.500 -0.5398 0.05981 0.05155 0.0484 1.0000 0.8083
-2.250 -0.5010 0.06055 0.05214 0.0474 1.0000 0.8317
-2.000 -0.4650 0.06092 0.05237 0.0458 1.0000 0.8559
-1.750 -0.4396 0.06086 0.05218 0.0451 1.0000 0.8787
-1.500 -0.3761 0.06161 0.05277 0.0374 1.0000 0.8980
-1.250 -0.3361 0.06177 0.05281 0.0332 1.0000 0.9149
-1.000 -0.3012 0.06187 0.05280 0.0297 1.0000 0.9300
-0.750 -0.2666 0.06206 0.05289 0.0259 1.0000 0.9437
-0.500 -0.2320 0.06237 0.05311 0.0219 1.0000 0.9562
-0.250 -0.1967 0.06283 0.05349 0.0177 1.0000 0.9679
0.000 -0.1599 0.06349 0.05407 0.0130 1.0000 0.9786
0.250 -0.1171 0.06435 0.05488 0.0069 1.0000 0.9881
0.500 -0.0791 0.06532 0.05581 0.0017 1.0000 0.9968
0.750 -0.0632 0.06581 0.05627 0.0006 1.0000 1.0000
1.000 -0.0608 0.06588 0.05632 0.0023 1.0000 1.0000
1.250 -0.0585 0.06599 0.05642 0.0039 1.0000 1.0000
1.500 -0.0563 0.06614 0.05657 0.0055 1.0000 1.0000
1.750 -0.0542 0.06632 0.05675 0.0072 1.0000 1.0000
2.000 -0.0522 0.06654 0.05696 0.0088 1.0000 1.0000
2.250 -0.0503 0.06679 0.05721 0.0104 1.0000 1.0000
2.500 -0.0326 0.06765 0.05809 0.0087 0.9946 1.0000
2.750 0.0102 0.07005 0.06049 0.0023 0.9776 1.0000
3.000 0.0378 0.07107 0.06154 -0.0009 0.9576 1.0000
3.250 0.0640 0.07236 0.06285 -0.0037 0.9371 1.0000
3.500 0.0852 0.07358 0.06409 -0.0054 0.9184 1.0000
3.750 0.1046 0.07475 0.06528 -0.0066 0.8991 1.0000
4.000 0.1220 0.07593 0.06649 -0.0074 0.8810 1.0000
4.250 0.1403 0.07708 0.06765 -0.0081 0.8608 1.0000
4.500 0.1580 0.07805 0.06865 -0.0086 0.8386 1.0000
4.750 0.2784 0.07629 0.06680 -0.0175 0.7430 1.0000
5.000 0.3047 0.07626 0.06677 -0.0174 0.7216 1.0000
5.250 0.3192 0.07620 0.06673 -0.0161 0.7020 1.0000
5.500 0.3298 0.07618 0.06674 -0.0143 0.6834 1.0000
5.750 0.3402 0.07617 0.06675 -0.0125 0.6652 1.0000
6.000 0.3511 0.07616 0.06676 -0.0107 0.6475 1.0000
6.250 0.3636 0.07611 0.06674 -0.0091 0.6301 1.0000
6.500 0.3792 0.07605 0.06671 -0.0078 0.6130 1.0000
6.750 0.4008 0.07594 0.06663 -0.0072 0.5957 1.0000
7.000 0.4279 0.07575 0.06649 -0.0072 0.5787 1.0000
7.250 0.4627 0.07519 0.06598 -0.0078 0.5621 1.0000
7.500 0.5123 0.07352 0.06437 -0.0089 0.5471 1.0000
7.750 0.5363 0.07346 0.06438 -0.0088 0.5289 1.0000
8.000 0.5619 0.07336 0.06435 -0.0089 0.5107 1.0000
8.250 0.5876 0.07333 0.06439 -0.0089 0.4926 1.0000
8.500 0.6145 0.07323 0.06436 -0.0090 0.4747 1.0000
8.750 0.7173 0.06448 0.05569 -0.0097 0.4693 1.0000
9.000 0.7477 0.06349 0.05477 -0.0094 0.4516 1.0000
9.250 0.7880 0.06152 0.05284 -0.0093 0.4347 1.0000
9.500 0.8908 0.05328 0.04454 -0.0107 0.4193 1.0000
9.750 1.0389 0.04464 0.03533 -0.0171 0.3897 1.0000
10.000 1.0684 0.04554 0.03614 -0.0178 0.3688 1.0000
10.250 1.1039 0.04640 0.03685 -0.0191 0.3494 1.0000
10.500 1.1007 0.04906 0.03970 -0.0174 0.3365 1.0000
10.750 1.1198 0.05096 0.04162 -0.0177 0.3229 1.0000
11.000 1.1631 0.05188 0.04240 -0.0198 0.3084 1.0000
11.250 1.1518 0.05522 0.04600 -0.0179 0.3001 1.0000
11.500 1.1857 0.05671 0.04740 -0.0193 0.2889 1.0000
11.750 1.1546 0.06145 0.05251 -0.0165 0.2840 1.0000
12.000 1.2162 0.06158 0.05241 -0.0197 0.2721 1.0000
12.250 1.1610 0.06801 0.05930 -0.0160 0.2702 1.0000
12.500 1.0616 0.08009 0.07183 -0.0134 0.2710 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NASA/LANGLEY LS(1)-0421 AIRFOIL (ls421-il)