NASA/LANGLEY NLF(1)-0215F AIRFOIL (nlf0215f-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NASA/LANGLEY NLF(1)-0215F AIRFOIL (nlf0215f-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.82 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-nlf0215f-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-nlf0215f-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3662 0.10804 0.10180 -0.0505 0.9988 0.0619
-9.000 -0.3413 0.10425 0.09794 -0.0525 0.9932 0.0587
-8.750 -0.3292 0.09899 0.09268 -0.0578 0.9853 0.0569
-8.500 -0.3223 0.09331 0.08700 -0.0638 0.9753 0.0551
-8.250 -0.3555 0.08297 0.07653 -0.0762 0.9557 0.0500
-8.000 -0.3527 0.07870 0.07219 -0.0796 0.9434 0.0496
-7.750 -0.3520 0.07383 0.06717 -0.0839 0.9307 0.0495
-7.500 -0.3446 0.06911 0.06224 -0.0880 0.9212 0.0492
-7.250 -0.3421 0.06508 0.05798 -0.0901 0.9093 0.0492
-7.000 -0.3355 0.06131 0.05391 -0.0919 0.8989 0.0492
-6.750 -0.3197 0.05692 0.04904 -0.0951 0.8919 0.0495
-6.500 -0.3084 0.05387 0.04565 -0.0956 0.8820 0.0494
-6.250 -0.2837 0.05022 0.04154 -0.0980 0.8768 0.0494
-6.000 -0.2666 0.04759 0.03854 -0.0983 0.8684 0.0493
-5.750 -0.2392 0.04468 0.03517 -0.0999 0.8630 0.0494
-5.250 -0.1869 0.04025 0.02987 -0.1011 0.8508 0.0500
-5.000 -0.1553 0.03815 0.02752 -0.1023 0.8466 0.0511
-4.750 -0.1200 0.03651 0.02573 -0.1039 0.8436 0.0541
-4.500 -0.1048 0.03582 0.02489 -0.1020 0.8351 0.0567
-4.250 -0.0739 0.03467 0.02349 -0.1019 0.8309 0.0596
-4.000 -0.0404 0.03358 0.02223 -0.1016 0.8279 0.0621
-3.750 -0.0288 0.03324 0.02188 -0.0987 0.8199 0.0645
-3.500 -0.0030 0.03261 0.02115 -0.0980 0.8153 0.0700
-3.250 0.0274 0.03177 0.02028 -0.0985 0.8121 0.0793
-2.750 0.0626 0.03077 0.01937 -0.0962 0.7996 0.1111
-2.500 0.0862 0.02805 0.01875 -0.0978 0.7964 0.4067
-2.250 0.0571 0.02995 0.02155 -0.0823 0.7878 0.5702
-2.000 0.0771 0.03157 0.02280 -0.0797 0.7828 0.7444
-1.750 0.0728 0.03242 0.02362 -0.0689 0.7791 0.8050
-1.500 0.0547 0.03304 0.02426 -0.0595 0.7703 0.8360
-1.250 0.0597 0.03293 0.02401 -0.0525 0.7662 0.8789
-1.000 0.0900 0.03269 0.02346 -0.0524 0.7635 0.8936
-0.750 0.0900 0.03312 0.02377 -0.0489 0.7559 0.9011
-0.500 0.1096 0.03320 0.02363 -0.0483 0.7511 0.9065
-0.250 0.1416 0.03310 0.02328 -0.0495 0.7482 0.9101
0.000 0.1507 0.03355 0.02360 -0.0477 0.7421 0.9149
0.250 0.1636 0.03394 0.02385 -0.0464 0.7361 0.9192
0.500 0.1939 0.03399 0.02371 -0.0475 0.7328 0.9216
0.750 0.2287 0.03395 0.02349 -0.0491 0.7304 0.9236
1.000 0.2250 0.03505 0.02457 -0.0461 0.7215 0.9280
1.250 0.2518 0.03529 0.02468 -0.0468 0.7175 0.9303
1.500 0.2849 0.03536 0.02461 -0.0483 0.7148 0.9320
1.750 0.2893 0.03649 0.02572 -0.0467 0.7069 0.9352
2.000 0.3149 0.03691 0.02606 -0.0473 0.7022 0.9374
2.250 0.3480 0.03709 0.02615 -0.0488 0.6992 0.9390
2.500 0.3580 0.03820 0.02724 -0.0480 0.6919 0.9416
2.750 0.3814 0.03881 0.02781 -0.0486 0.6866 0.9439
3.000 0.4139 0.03908 0.02802 -0.0499 0.6833 0.9457
3.250 0.4268 0.04022 0.02918 -0.0496 0.6759 0.9486
3.500 0.4511 0.04090 0.02985 -0.0503 0.6702 0.9505
3.750 0.4856 0.04114 0.03007 -0.0519 0.6668 0.9519
4.000 0.4953 0.04255 0.03152 -0.0514 0.6582 0.9555
4.250 0.5239 0.04307 0.03206 -0.0525 0.6530 0.9583
4.500 0.5613 0.04318 0.03219 -0.0542 0.6498 0.9606
4.750 0.5674 0.04489 0.03397 -0.0537 0.6392 0.9658
5.000 0.6025 0.04512 0.03423 -0.0553 0.6350 0.9691
5.250 0.6134 0.04659 0.03577 -0.0551 0.6252 0.9777
5.500 0.6442 0.04685 0.03611 -0.0561 0.6197 1.0000
6.000 0.6881 0.04867 0.03806 -0.0571 0.6042 1.0000
6.250 0.7291 0.04841 0.03790 -0.0587 0.6008 1.0000
6.500 0.7341 0.05032 0.03990 -0.0581 0.5882 1.0000
7.000 0.7829 0.05168 0.04145 -0.0591 0.5716 1.0000
7.250 0.7955 0.05312 0.04302 -0.0589 0.5599 1.0000
7.500 0.8345 0.05265 0.04267 -0.0600 0.5546 1.0000
7.750 0.8446 0.05424 0.04438 -0.0597 0.5416 1.0000
8.250 0.8990 0.05460 0.04504 -0.0602 0.5235 1.0000
8.500 0.9118 0.05587 0.04644 -0.0600 0.5100 1.0000
8.750 0.9274 0.05687 0.04759 -0.0598 0.4968 1.0000
9.250 0.9867 0.05593 0.04701 -0.0597 0.4771 1.0000
9.750 1.0204 0.05723 0.04863 -0.0589 0.4486 1.0000
10.000 1.0399 0.05756 0.04914 -0.0585 0.4342 1.0000
10.250 1.0613 0.05763 0.04937 -0.0581 0.4193 1.0000
10.500 1.0847 0.05745 0.04935 -0.0576 0.4037 1.0000
10.750 1.1107 0.05693 0.04899 -0.0571 0.3871 1.0000
11.000 1.1370 0.05638 0.04852 -0.0565 0.3684 1.0000
11.250 1.1533 0.05710 0.04931 -0.0559 0.3464 1.0000
11.500 1.1792 0.05663 0.04878 -0.0551 0.3242 1.0000
11.750 1.1905 0.05808 0.05023 -0.0545 0.3013 1.0000
12.000 1.2031 0.05934 0.05141 -0.0539 0.2796 1.0000
12.250 1.2115 0.06122 0.05321 -0.0534 0.2597 1.0000
12.500 1.2174 0.06354 0.05552 -0.0531 0.2413 1.0000
12.750 1.2230 0.06594 0.05790 -0.0529 0.2244 1.0000
13.000 1.2287 0.06841 0.06038 -0.0527 0.2093 1.0000
13.250 1.2346 0.07093 0.06290 -0.0527 0.1956 1.0000
13.500 1.2405 0.07350 0.06547 -0.0527 0.1831 1.0000
13.750 1.2482 0.07584 0.06776 -0.0527 0.1719 1.0000
14.000 1.2525 0.07885 0.07093 -0.0530 0.1613 1.0000
14.250 1.2578 0.08170 0.07387 -0.0532 0.1518 1.0000
14.750 1.2697 0.08741 0.07981 -0.0539 0.1354 1.0000
15.000 1.2791 0.08969 0.08206 -0.0541 0.1283 1.0000
15.250 1.2792 0.09359 0.08625 -0.0550 0.1219 1.0000
15.500 1.2926 0.09530 0.08787 -0.0550 0.1156 1.0000
15.750 1.2861 0.10032 0.09328 -0.0565 0.1108 1.0000
16.000 1.2878 0.10396 0.09707 -0.0575 0.1059 1.0000
16.250 1.2965 0.10654 0.09969 -0.0581 0.1013 1.0000
16.500 1.2828 0.11293 0.10645 -0.0606 0.0982 1.0000
16.750 1.2729 0.11879 0.11255 -0.0632 0.0950 1.0000
17.000 1.2885 0.11989 0.11362 -0.0633 0.0904 1.0000
17.250 1.2715 0.12729 0.12129 -0.0670 0.0885 1.0000
17.500 1.2405 0.13797 0.13229 -0.0731 0.0876 1.0000
17.750 1.1922 0.15380 0.14835 -0.0830 0.0874 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NASA/LANGLEY NLF(1)-0215F AIRFOIL (nlf0215f-il)