NASA/LANGLEY NLF(1)-0215F AIRFOIL (nlf0215f-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NASA/LANGLEY NLF(1)-0215F AIRFOIL (nlf0215f-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 46.83 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-nlf0215f-il-100000.txt Download as CSV file: xf-nlf0215f-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NASA/LANGLEY NLF(1)-0215F AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.3375 0.12237 0.11781 -0.0490 1.0000 0.0934
-10.000 -0.3661 0.12189 0.11751 -0.0478 1.0000 0.0937
-9.750 -0.3941 0.12198 0.11776 -0.0445 1.0000 0.0938
-9.500 -0.3829 0.11821 0.11403 -0.0395 1.0000 0.0952
-9.250 -0.3484 0.11469 0.11046 -0.0391 0.9971 0.1001
-9.000 -0.3388 0.11006 0.10584 -0.0476 0.9901 0.1071
-8.750 -0.3652 0.10401 0.09984 -0.0658 0.9761 0.1089
-8.500 -0.3002 0.10078 0.09656 -0.0563 0.9781 0.1160
-8.250 -0.3072 0.09580 0.09160 -0.0673 0.9663 0.1235
-8.000 -0.2859 0.09050 0.08630 -0.0708 0.9621 0.1278
-7.750 -0.2651 0.08748 0.08326 -0.0720 0.9535 0.1338
-7.500 -0.3124 0.08112 0.07683 -0.0875 0.9313 0.1401
-7.250 -0.2630 0.07811 0.07392 -0.0827 0.9330 0.1467
-7.000 -0.3055 0.07329 0.06873 -0.0958 0.9113 0.1567
-6.750 -0.2597 0.06919 0.06491 -0.0924 0.9113 0.1628
-6.000 -0.2305 0.05831 0.05372 -0.1019 0.8893 0.2093
-5.750 -0.2244 0.05622 0.05161 -0.1010 0.8799 0.2260
-5.500 -0.1740 0.04391 0.03731 -0.1141 0.8757 0.1076
-5.250 -0.1604 0.03956 0.03218 -0.1118 0.8665 0.0780
-5.000 -0.1250 0.03628 0.02860 -0.1140 0.8632 0.0748
-4.750 -0.0826 0.03354 0.02539 -0.1168 0.8610 0.0739
-4.500 -0.0366 0.03093 0.02231 -0.1197 0.8594 0.0714
-4.250 -0.0324 0.03060 0.02182 -0.1158 0.8493 0.0709
-4.000 0.0072 0.02897 0.01999 -0.1174 0.8466 0.0716
-3.750 0.0481 0.02759 0.01853 -0.1192 0.8444 0.0745
-3.500 0.0532 0.02780 0.01868 -0.1156 0.8363 0.0773
-3.250 0.0801 0.02695 0.01790 -0.1153 0.8319 0.0828
-3.000 0.1177 0.02596 0.01697 -0.1167 0.8293 0.0924
-2.750 0.1562 0.02476 0.01596 -0.1185 0.8271 0.1216
-2.500 0.1482 0.02357 0.01708 -0.1145 0.8183 0.5056
-2.250 0.1433 0.02659 0.02031 -0.1030 0.8131 0.7261
-2.000 0.1489 0.02778 0.02144 -0.0942 0.8104 0.7659
-1.750 0.1219 0.02935 0.02305 -0.0866 0.7991 0.7747
-1.500 0.1178 0.02997 0.02365 -0.0773 0.7956 0.8087
-1.250 0.0968 0.03131 0.02501 -0.0696 0.7871 0.8247
-1.000 0.0836 0.03180 0.02550 -0.0607 0.7820 0.8543
-0.750 0.0753 0.03157 0.02524 -0.0513 0.7789 0.8926
-0.500 0.0951 0.03123 0.02480 -0.0464 0.7761 0.9410
0.000 0.1700 0.03242 0.02567 -0.0530 0.7664 0.9634
0.250 0.2155 0.03236 0.02544 -0.0568 0.7637 0.9658
0.500 0.2659 0.03209 0.02499 -0.0609 0.7618 0.9677
0.750 0.2163 0.03411 0.02711 -0.0516 0.7519 0.9739
1.000 0.2510 0.03433 0.02721 -0.0538 0.7483 0.9756
1.250 0.2948 0.03426 0.02701 -0.0568 0.7458 0.9767
1.500 0.2753 0.03597 0.02875 -0.0523 0.7375 0.9813
1.750 0.2967 0.03644 0.02916 -0.0525 0.7328 0.9835
2.000 0.3376 0.03649 0.02913 -0.0551 0.7298 0.9846
2.250 0.3365 0.03802 0.03066 -0.0534 0.7224 0.9879
2.500 0.3599 0.03866 0.03127 -0.0542 0.7167 0.9906
2.750 0.4009 0.03868 0.03123 -0.0565 0.7134 0.9919
3.000 0.3929 0.04032 0.03289 -0.0538 0.7048 0.9991
3.250 0.4096 0.04076 0.03331 -0.0530 0.6994 1.0000
3.500 0.4529 0.04058 0.03308 -0.0550 0.6962 1.0000
3.750 0.4331 0.04256 0.03509 -0.0511 0.6856 1.0000
4.000 0.4733 0.04260 0.03511 -0.0531 0.6812 1.0000
4.250 0.4788 0.04413 0.03666 -0.0522 0.6722 1.0000
4.500 0.5131 0.04443 0.03696 -0.0537 0.6662 1.0000
4.750 0.5638 0.04402 0.03655 -0.0564 0.6632 1.0000
5.000 0.5612 0.04605 0.03862 -0.0551 0.6508 1.0000
5.250 0.6115 0.04554 0.03813 -0.0576 0.6474 1.0000
5.500 0.6144 0.04744 0.04009 -0.0569 0.6350 1.0000
5.750 0.6654 0.04672 0.03940 -0.0592 0.6314 1.0000
6.000 0.6720 0.04849 0.04122 -0.0587 0.6188 1.0000
6.250 0.7249 0.04741 0.04021 -0.0609 0.6153 1.0000
6.500 0.7336 0.04908 0.04194 -0.0606 0.6024 1.0000
6.750 0.7873 0.04771 0.04065 -0.0626 0.5992 1.0000
7.000 0.7980 0.04922 0.04222 -0.0623 0.5860 1.0000
7.250 0.8560 0.04716 0.04028 -0.0642 0.5833 1.0000
7.500 0.9216 0.04412 0.03737 -0.0663 0.5820 1.0000
7.750 0.9966 0.04009 0.03348 -0.0689 0.5817 1.0000
8.000 1.0037 0.04138 0.03486 -0.0677 0.5674 1.0000
8.250 1.0901 0.03656 0.03021 -0.0715 0.5668 1.0000
8.500 1.1047 0.03692 0.03069 -0.0703 0.5535 1.0000
8.750 1.2158 0.03101 0.02493 -0.0776 0.5503 1.0000
9.000 1.2368 0.03055 0.02461 -0.0764 0.5362 1.0000
9.250 1.2664 0.02957 0.02375 -0.0760 0.5212 1.0000
9.500 1.2983 0.02842 0.02269 -0.0759 0.5043 1.0000
9.750 1.3111 0.02835 0.02273 -0.0738 0.4841 1.0000
10.000 1.3248 0.02834 0.02278 -0.0719 0.4597 1.0000
10.250 1.3376 0.02856 0.02298 -0.0701 0.4299 1.0000
10.500 1.3491 0.02911 0.02334 -0.0682 0.3948 1.0000
10.750 1.3507 0.03060 0.02464 -0.0659 0.3588 1.0000
11.000 1.3511 0.03245 0.02625 -0.0637 0.3246 1.0000
11.250 1.3505 0.03459 0.02818 -0.0618 0.2942 1.0000
11.500 1.3513 0.03683 0.03019 -0.0602 0.2676 1.0000
11.750 1.3525 0.03916 0.03236 -0.0589 0.2440 1.0000
12.000 1.3568 0.04139 0.03440 -0.0579 0.2232 1.0000
12.250 1.3617 0.04367 0.03662 -0.0570 0.2047 1.0000
12.500 1.3685 0.04587 0.03875 -0.0564 0.1886 1.0000
12.750 1.3771 0.04800 0.04084 -0.0558 0.1744 1.0000
13.000 1.3881 0.05004 0.04281 -0.0554 0.1617 1.0000
13.250 1.4026 0.05189 0.04455 -0.0551 0.1500 1.0000
13.500 1.4109 0.05414 0.04690 -0.0548 0.1404 1.0000
13.750 1.4240 0.05627 0.04911 -0.0545 0.1315 1.0000
14.000 1.4457 0.05790 0.05060 -0.0545 0.1223 1.0000
14.250 1.4488 0.06065 0.05365 -0.0541 0.1163 1.0000
14.500 1.4719 0.06236 0.05523 -0.0543 0.1085 1.0000
14.750 1.4708 0.06547 0.05867 -0.0539 0.1038 1.0000
15.000 1.4983 0.06708 0.06008 -0.0542 0.0964 1.0000
15.250 1.4894 0.07073 0.06413 -0.0537 0.0933 1.0000
15.500 1.4871 0.07406 0.06770 -0.0536 0.0893 1.0000
15.750 1.5059 0.07621 0.06974 -0.0538 0.0835 1.0000
16.000 1.4918 0.08059 0.07452 -0.0538 0.0811 1.0000
16.250 1.4828 0.08473 0.07893 -0.0542 0.0781 1.0000
16.500 1.5055 0.08646 0.08042 -0.0544 0.0724 1.0000
16.750 1.4845 0.09178 0.08615 -0.0552 0.0712 1.0000
17.000 1.4644 0.09749 0.09222 -0.0565 0.0698 1.0000
17.250 1.4457 0.10339 0.09844 -0.0582 0.0683 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NASA/LANGLEY NLF(1)-0215F AIRFOIL (nlf0215f-il)