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

NASA NLF1015 (nlf1015-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NASA NLF1015 (nlf1015-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 40.71 at α=10.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-nlf1015-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-nlf1015-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NASA  NLF1015                                   
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.3448   0.11288   0.10862  -0.0595   0.9563   0.1204
  -8.000  -0.3794   0.11062   0.10646  -0.0622   0.9526   0.1245
  -7.750  -0.4260   0.10835   0.10430  -0.0648   0.9498   0.1251
  -7.500  -0.3607   0.10406   0.09989  -0.0617   0.9486   0.1307
  -7.250  -0.3766   0.10264   0.09853  -0.0585   0.9467   0.1329
  -7.000  -0.3995   0.10091   0.09687  -0.0561   0.9444   0.1356
  -6.750  -0.5445   0.10966   0.10603  -0.0204   0.9997   0.1221
  -6.500  -0.5835   0.10634   0.10279  -0.0215   1.0000   0.1239
  -6.250  -0.6203   0.09755   0.09391  -0.0338   0.9998   0.1261
  -6.000  -0.5973   0.09729   0.09379  -0.0248   0.9992   0.1287
  -5.750  -0.5910   0.09459   0.09109  -0.0245   0.9979   0.1331
  -5.500  -0.5962   0.08611   0.08240  -0.0370   0.9951   0.1425
  -5.250  -0.5846   0.08419   0.08054  -0.0346   0.9940   0.1464
  -5.000  -0.5780   0.07837   0.07451  -0.0412   0.9923   0.1583
  -4.500  -0.4974   0.05669   0.05086  -0.0636   0.9880   0.0976
  -4.250  -0.4472   0.04988   0.04264  -0.0681   0.9866   0.0684
  -4.000  -0.4135   0.04678   0.03921  -0.0709   0.9852   0.0671
  -3.750  -0.3830   0.04445   0.03652  -0.0725   0.9845   0.0654
  -3.500  -0.3568   0.04255   0.03427  -0.0730   0.9831   0.0645
  -3.250  -0.3270   0.04120   0.03259  -0.0739   0.9800   0.0644
  -3.000  -0.2954   0.04044   0.03158  -0.0750   0.9774   0.0652
  -2.750  -0.2626   0.04023   0.03113  -0.0762   0.9753   0.0676
  -2.500  -0.2289   0.04010   0.03108  -0.0781   0.9738   0.0733
  -2.250  -0.2079   0.03957   0.03054  -0.0776   0.9719   0.0790
  -2.000  -0.1796   0.03905   0.03012  -0.0786   0.9681   0.0884
  -1.750  -0.1293   0.03715   0.03002  -0.0853   0.9685   0.3672
  -1.500  -0.1078   0.03810   0.03202  -0.0831   0.9641   0.6630
  -1.250  -0.0949   0.03981   0.03378  -0.0790   0.9612   0.7279
  -1.000  -0.0937   0.04005   0.03407  -0.0729   0.9539   0.7624
  -0.750  -0.0795   0.04158   0.03554  -0.0688   0.9495   0.7969
  -0.500  -0.0765   0.04139   0.03529  -0.0643   0.9435   0.8175
  -0.250  -0.0604   0.04220   0.03601  -0.0615   0.9375   0.8406
   0.000  -0.0538   0.04244   0.03618  -0.0577   0.9330   0.8603
   0.250  -0.0399   0.04270   0.03634  -0.0550   0.9251   0.8811
   0.500  -0.0258   0.04347   0.03703  -0.0524   0.9212   0.9022
   0.750  -0.0188   0.04302   0.03652  -0.0490   0.9118   0.9229
   1.000   0.0036   0.04402   0.03744  -0.0481   0.9075   0.9512
   1.250   0.0229   0.04353   0.03690  -0.0480   0.8970   0.9749
   1.500   0.0554   0.04435   0.03762  -0.0509   0.8908   1.0000
   1.750   0.0930   0.04525   0.03839  -0.0545   0.8809   1.0000
   2.000   0.1181   0.04600   0.03905  -0.0562   0.8724   1.0000
   2.250   0.1776   0.04814   0.04102  -0.0631   0.8639   1.0000
   2.500   0.2173   0.04877   0.04156  -0.0664   0.8490   1.0000
   2.750   0.2836   0.04669   0.03928  -0.0702   0.7996   1.0000
   3.000   0.3347   0.04728   0.03979  -0.0748   0.7911   1.0000
   3.250   0.3583   0.04790   0.04038  -0.0758   0.7799   1.0000
   3.500   0.3968   0.04856   0.04100  -0.0787   0.7710   1.0000
   3.750   0.4356   0.04915   0.04156  -0.0816   0.7629   1.0000
   4.000   0.4628   0.04989   0.04230  -0.0831   0.7526   1.0000
   4.250   0.5118   0.05027   0.04265  -0.0870   0.7468   1.0000
   4.500   0.5335   0.05108   0.04349  -0.0877   0.7355   1.0000
   4.750   0.5862   0.05122   0.04363  -0.0918   0.7311   1.0000
   5.000   0.6046   0.05209   0.04453  -0.0920   0.7191   1.0000
   5.250   0.6323   0.05276   0.04525  -0.0932   0.7091   1.0000
   5.500   0.6762   0.05280   0.04533  -0.0959   0.7030   1.0000
   5.750   0.6982   0.05359   0.04617  -0.0963   0.6917   1.0000
   6.000   0.7475   0.05320   0.04585  -0.0993   0.6873   1.0000
   6.250   0.7670   0.05395   0.04667  -0.0993   0.6751   1.0000
   6.500   0.8196   0.05308   0.04588  -0.1022   0.6718   1.0000
   6.750   0.8380   0.05374   0.04663  -0.1018   0.6591   1.0000
   7.000   0.8605   0.05419   0.04717  -0.1018   0.6475   1.0000
   7.250   0.9110   0.05282   0.04592  -0.1039   0.6434   1.0000
   7.500   0.9324   0.05310   0.04632  -0.1034   0.6311   1.0000
   7.750   0.9612   0.05283   0.04616  -0.1035   0.6208   1.0000
   8.000   1.0086   0.05100   0.04450  -0.1048   0.6154   1.0000
   8.250   1.0668   0.04808   0.04179  -0.1067   0.6131   1.0000
   8.500   1.0900   0.04763   0.04148  -0.1057   0.6002   1.0000
   8.750   1.1511   0.04368   0.03779  -0.1072   0.5983   1.0000
   9.000   1.1770   0.04254   0.03682  -0.1060   0.5853   1.0000
   9.250   1.2093   0.04079   0.03525  -0.1051   0.5727   1.0000
   9.500   1.2504   0.03822   0.03289  -0.1048   0.5590   1.0000
   9.750   1.3037   0.03472   0.02958  -0.1054   0.5398   1.0000
  10.000   1.3293   0.03374   0.02862  -0.1038   0.5055   1.0000
  10.250   1.3511   0.03319   0.02785  -0.1018   0.4556   1.0000
  10.500   1.3564   0.03419   0.02850  -0.0987   0.4025   1.0000
  10.750   1.3517   0.03617   0.03019  -0.0952   0.3537   1.0000
  11.000   1.3458   0.03848   0.03221  -0.0920   0.3100   1.0000
  11.250   1.3399   0.04098   0.03447  -0.0892   0.2707   1.0000
  11.500   1.3348   0.04363   0.03694  -0.0867   0.2333   1.0000
  11.750   1.3274   0.04662   0.03971  -0.0843   0.1963   1.0000
  12.000   1.3171   0.05010   0.04290  -0.0821   0.1549   1.0000
  12.250   1.3030   0.05422   0.04663  -0.0798   0.1121   1.0000
  12.500   1.2883   0.05867   0.05075  -0.0775   0.0794   1.0000
  12.750   1.2808   0.06249   0.05442  -0.0758   0.0651   1.0000
  13.000   1.2812   0.06555   0.05749  -0.0743   0.0568   1.0000
  13.250   1.2855   0.06822   0.06004  -0.0730   0.0519   1.0000
  13.500   1.2995   0.07005   0.06203  -0.0718   0.0479   1.0000
  13.750   1.3142   0.07185   0.06384  -0.0709   0.0446   1.0000
  14.000   1.3400   0.07316   0.06513  -0.0701   0.0413   1.0000
  14.250   1.3565   0.07520   0.06742  -0.0693   0.0393   1.0000
  14.500   1.3781   0.07727   0.06971  -0.0687   0.0380   1.0000
  14.750   1.3956   0.07990   0.07257  -0.0680   0.0371   1.0000
  15.000   1.4066   0.08313   0.07608  -0.0674   0.0365   1.0000
  15.250   1.4103   0.08693   0.08020  -0.0668   0.0363   1.0000
  15.500   1.4060   0.09132   0.08493  -0.0663   0.0363   1.0000
  15.750   1.3951   0.09626   0.09026  -0.0661   0.0365   1.0000
  16.000   1.3793   0.10174   0.09610  -0.0663   0.0367   1.0000
  16.250   1.3601   0.10774   0.10244  -0.0672   0.0371   1.0000
  16.500   1.3387   0.11425   0.10928  -0.0689   0.0375   1.0000
  16.750   1.3156   0.12132   0.11662  -0.0714   0.0379   1.0000
  17.000   1.2913   0.12903   0.12461  -0.0750   0.0383   1.0000
  17.250   1.2657   0.13759   0.13342  -0.0797   0.0388   1.0000
  17.500   1.2388   0.14715   0.14319  -0.0856   0.0394   1.0000
  17.750   1.2112   0.15786   0.15408  -0.0928   0.0401   1.0000
  18.000   1.1857   0.16935   0.16568  -0.1008   0.0410   1.0000
  18.250   1.1700   0.17926   0.17562  -0.1072   0.0418   1.0000
  18.500   1.1112   0.21676   0.21301  -0.1284   0.0645   1.0000
<< Back to NASA NLF1015 (nlf1015-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NASA NLF1015 (nlf1015-il)