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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NASA/LANGLEY NLF(1)-0215F AIRFOIL (nlf0215f-il)