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

NASA/LANGLEY NLF(1)-0215F AIRFOIL (nlf0215f-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NASA/LANGLEY NLF(1)-0215F AIRFOIL (nlf0215f-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 25.92 at α=12.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-nlf0215f-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-nlf0215f-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.3448   0.12022   0.11437  -0.0274   1.0000   0.2595
  -8.500  -0.3528   0.11948   0.11371  -0.0240   1.0000   0.2688
  -8.250  -0.3950   0.12106   0.11550  -0.0211   1.0000   0.2724
  -8.000  -0.3782   0.11784   0.11228  -0.0181   1.0000   0.2858
  -7.750  -0.3904   0.11656   0.11111  -0.0155   1.0000   0.2937
  -7.500  -0.4105   0.11639   0.11105  -0.0128   1.0000   0.3047
  -7.250  -0.4047   0.11409   0.10879  -0.0102   1.0000   0.3185
  -7.000  -0.4084   0.11240   0.10717  -0.0076   1.0000   0.3322
  -6.750  -0.4552   0.11346   0.10839  -0.0046   1.0000   0.3396
  -6.500  -0.4246   0.10957   0.10449  -0.0022   1.0000   0.3617
  -6.250  -0.4270   0.10798   0.10295   0.0005   1.0000   0.3793
  -6.000  -0.4281   0.10635   0.10136   0.0034   1.0000   0.3995
  -5.750  -0.4418   0.10557   0.10066   0.0070   1.0000   0.4211
  -5.250  -0.4459   0.10285   0.09803   0.0139   0.9999   0.4722
  -3.750  -0.4518   0.05542   0.04756  -0.0512   1.0000   0.1402
  -3.500  -0.4298   0.05218   0.04426  -0.0519   1.0000   0.1339
  -3.250  -0.3944   0.04955   0.04071  -0.0544   1.0000   0.1233
  -3.000  -0.3693   0.04741   0.03831  -0.0552   1.0000   0.1208
  -2.750  -0.3434   0.04582   0.03637  -0.0558   1.0000   0.1203
  -2.500  -0.3181   0.04464   0.03483  -0.0561   1.0000   0.1217
  -2.250  -0.2937   0.04368   0.03353  -0.0561   1.0000   0.1231
  -2.000  -0.2705   0.04293   0.03250  -0.0556   1.0000   0.1243
  -1.750  -0.2509   0.04211   0.03167  -0.0544   1.0000   0.1268
  -1.500  -0.2334   0.04173   0.03133  -0.0526   1.0000   0.1325
  -1.250  -0.2157   0.04166   0.03110  -0.0508   1.0000   0.1407
  -1.000  -0.1989   0.04142   0.03103  -0.0490   1.0000   0.1513
  -0.750  -0.1769   0.04127   0.03096  -0.0484   1.0000   0.1705
  -0.500  -0.1489   0.03953   0.03230  -0.0483   1.0000   0.5199
  -0.250  -0.1777   0.04125   0.03408  -0.0321   1.0000   0.7997
   0.000  -0.2039   0.04100   0.03381  -0.0183   1.0000   0.8635
   0.250  -0.2253   0.04008   0.03284  -0.0066   1.0000   0.9198
   0.500  -0.1776   0.04001   0.03237  -0.0100   1.0000   1.0000
   0.750  -0.1680   0.04009   0.03221  -0.0088   1.0000   1.0000
   1.000  -0.1556   0.04034   0.03223  -0.0083   1.0000   1.0000
   1.250  -0.1406   0.04077   0.03245  -0.0082   1.0000   1.0000
   1.500  -0.1236   0.04135   0.03283  -0.0086   1.0000   1.0000
   1.750  -0.1051   0.04208   0.03337  -0.0093   1.0000   1.0000
   2.000  -0.0855   0.04291   0.03403  -0.0102   1.0000   1.0000
   2.250  -0.0652   0.04386   0.03482  -0.0113   1.0000   1.0000
   2.500  -0.0443   0.04490   0.03572  -0.0126   1.0000   1.0000
   2.750  -0.0204   0.04622   0.03690  -0.0145   0.9986   1.0000
   3.000   0.0147   0.04857   0.03908  -0.0185   0.9939   1.0000
   3.250   0.0462   0.05051   0.04091  -0.0219   0.9869   1.0000
   3.500   0.0751   0.05235   0.04265  -0.0249   0.9797   1.0000
   3.750   0.1103   0.05493   0.04513  -0.0290   0.9730   1.0000
   4.000   0.1421   0.05702   0.04715  -0.0324   0.9629   1.0000
   4.250   0.1681   0.05862   0.04869  -0.0348   0.9521   1.0000
   4.500   0.1949   0.06044   0.05048  -0.0374   0.9408   1.0000
   4.750   0.2219   0.06241   0.05243  -0.0400   0.9298   1.0000
   5.000   0.2531   0.06488   0.05487  -0.0433   0.9190   1.0000
   5.250   0.2903   0.06791   0.05788  -0.0476   0.9066   1.0000
   5.500   0.3135   0.06952   0.05951  -0.0495   0.8921   1.0000
   5.750   0.3359   0.07125   0.06126  -0.0512   0.8777   1.0000
   6.000   0.3590   0.07318   0.06323  -0.0530   0.8631   1.0000
   6.250   0.3821   0.07527   0.06536  -0.0549   0.8485   1.0000
   6.500   0.4060   0.07750   0.06763  -0.0569   0.8334   1.0000
   6.750   0.4297   0.07980   0.06998  -0.0589   0.8182   1.0000
   7.000   0.4535   0.08214   0.07239  -0.0609   0.8021   1.0000
   7.250   0.4767   0.08453   0.07484  -0.0627   0.7858   1.0000
   7.500   0.4998   0.08693   0.07733  -0.0645   0.7686   1.0000
   7.750   0.5230   0.08939   0.07987  -0.0663   0.7510   1.0000
   8.000   0.5493   0.09197   0.08254  -0.0683   0.7322   1.0000
   8.250   0.5911   0.09546   0.08615  -0.0717   0.7118   1.0000
   8.500   0.6574   0.09141   0.08214  -0.0697   0.6205   1.0000
   8.750   0.6967   0.09193   0.08276  -0.0705   0.5929   1.0000
   9.000   0.7224   0.09307   0.08404  -0.0709   0.5714   1.0000
   9.250   0.7662   0.09332   0.08444  -0.0719   0.5511   1.0000
   9.500   0.7928   0.09428   0.08556  -0.0721   0.5322   1.0000
   9.750   0.8036   0.09620   0.08760  -0.0721   0.5135   1.0000
  10.000   0.8238   0.09754   0.08908  -0.0723   0.4951   1.0000
  10.250   0.8528   0.09802   0.08972  -0.0723   0.4767   1.0000
  10.500   0.8881   0.09770   0.08960  -0.0721   0.4591   1.0000
  10.750   0.9359   0.09551   0.08763  -0.0713   0.4417   1.0000
  11.000   0.9377   0.09846   0.09069  -0.0713   0.4234   1.0000
  11.250   0.9474   0.10051   0.09289  -0.0711   0.4050   1.0000
  11.750   1.3205   0.05295   0.04611  -0.0598   0.3473   1.0000
  12.000   1.3494   0.05278   0.04574  -0.0585   0.3140   1.0000
  12.250   1.3784   0.05348   0.04620  -0.0578   0.2837   1.0000
  12.500   1.4133   0.05453   0.04697  -0.0578   0.2554   1.0000
  12.750   1.4209   0.05720   0.04970  -0.0567   0.2386   1.0000
  13.000   1.4332   0.05985   0.05240  -0.0560   0.2228   1.0000
  13.250   1.4489   0.06251   0.05509  -0.0555   0.2083   1.0000
  13.500   1.4352   0.06645   0.05935  -0.0538   0.2012   1.0000
  13.750   1.4434   0.06978   0.06279  -0.0532   0.1913   1.0000
  14.000   1.4659   0.07245   0.06544  -0.0532   0.1793   1.0000
  14.250   1.4351   0.07777   0.07116  -0.0517   0.1776   1.0000
  14.500   1.4011   0.08402   0.07776  -0.0511   0.1765   1.0000
  14.750   1.3600   0.09168   0.08573  -0.0518   0.1768   1.0000
  15.000   1.3115   0.10128   0.09558  -0.0540   0.1783   1.0000
  15.250   1.2606   0.11283   0.10730  -0.0580   0.1800   1.0000
<< Back to NASA/LANGLEY NLF(1)-0215F AIRFOIL (nlf0215f-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NASA/LANGLEY NLF(1)-0215F AIRFOIL (nlf0215f-il)