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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NASA NLF1015 (nlf1015-il)