NASA NLF1015 (nlf1015-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NASA NLF1015 (nlf1015-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.78 at α=11.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-nlf1015-il-50000.txt Download as CSV file: xf-nlf1015-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.4760 0.13180 0.12631 -0.0149 1.0000 0.2630
-7.500 -0.4517 0.12724 0.12170 -0.0129 1.0000 0.2719
-7.250 -0.4855 0.12677 0.12137 -0.0117 1.0000 0.2796
-7.000 -0.4678 0.12316 0.11773 -0.0097 1.0000 0.2912
-6.750 -0.4697 0.12046 0.11508 -0.0079 1.0000 0.2999
-6.500 -0.5142 0.12080 0.11557 -0.0054 1.0000 0.3100
-6.250 -0.4926 0.11687 0.11162 -0.0036 1.0000 0.3238
-6.000 -0.4849 0.11374 0.10850 -0.0018 1.0000 0.3341
-5.750 -0.4930 0.11151 0.10632 0.0007 1.0000 0.3469
-5.500 -0.5031 0.10952 0.10441 0.0034 1.0000 0.3609
-5.250 -0.5071 0.10735 0.10228 0.0062 1.0000 0.3768
-5.000 -0.5065 0.10511 0.10007 0.0090 1.0000 0.3947
-4.500 -0.5726 0.07625 0.07077 -0.0345 1.0000 0.2051
-4.250 -0.5100 0.05917 0.05181 -0.0555 1.0000 0.1227
-4.000 -0.4813 0.05489 0.04702 -0.0584 1.0000 0.1170
-3.750 -0.4494 0.05138 0.04284 -0.0613 1.0000 0.1151
-3.500 -0.4203 0.04891 0.03990 -0.0629 1.0000 0.1161
-3.250 -0.3911 0.04675 0.03727 -0.0641 1.0000 0.1166
-3.000 -0.3633 0.04505 0.03516 -0.0647 1.0000 0.1176
-2.750 -0.3366 0.04371 0.03348 -0.0647 1.0000 0.1207
-2.500 -0.3112 0.04271 0.03213 -0.0644 1.0000 0.1263
-2.250 -0.2890 0.04196 0.03142 -0.0636 1.0000 0.1378
-2.000 -0.2675 0.04129 0.03078 -0.0623 1.0000 0.1531
-1.750 -0.2430 0.04053 0.03022 -0.0617 1.0000 0.1865
-1.500 -0.2270 0.03901 0.03204 -0.0560 1.0000 0.6974
-1.250 -0.2424 0.03974 0.03281 -0.0443 1.0000 0.7744
-1.000 -0.2576 0.03985 0.03291 -0.0333 1.0000 0.8270
-0.750 -0.2696 0.03959 0.03257 -0.0237 1.0000 0.8777
-0.500 -0.2771 0.03892 0.03183 -0.0155 1.0000 0.9333
-0.250 -0.2308 0.03868 0.03124 -0.0195 1.0000 1.0000
0.000 -0.2175 0.03846 0.03075 -0.0195 1.0000 1.0000
0.250 -0.1983 0.03862 0.03062 -0.0205 1.0000 1.0000
0.500 -0.1755 0.03906 0.03078 -0.0222 1.0000 1.0000
0.750 -0.1505 0.03970 0.03117 -0.0242 1.0000 1.0000
1.000 -0.1245 0.04049 0.03170 -0.0264 1.0000 1.0000
1.250 -0.0979 0.04140 0.03239 -0.0287 1.0000 1.0000
1.500 -0.0711 0.04241 0.03320 -0.0310 1.0000 1.0000
1.750 -0.0444 0.04349 0.03410 -0.0332 1.0000 1.0000
2.000 -0.0179 0.04465 0.03508 -0.0355 1.0000 1.0000
2.250 0.0081 0.04587 0.03615 -0.0377 1.0000 1.0000
2.500 0.0337 0.04714 0.03729 -0.0398 1.0000 1.0000
2.750 0.0588 0.04847 0.03850 -0.0419 1.0000 1.0000
3.000 0.0833 0.04986 0.03979 -0.0439 1.0000 1.0000
3.250 0.1072 0.05130 0.04113 -0.0458 1.0000 1.0000
3.500 0.1397 0.05348 0.04320 -0.0493 0.9961 1.0000
3.750 0.1713 0.05561 0.04527 -0.0527 0.9900 1.0000
4.000 0.2088 0.05857 0.04813 -0.0572 0.9843 1.0000
4.250 0.2386 0.06055 0.05007 -0.0603 0.9751 1.0000
4.500 0.2648 0.06234 0.05184 -0.0628 0.9655 1.0000
4.750 0.2916 0.06436 0.05385 -0.0653 0.9561 1.0000
5.000 0.3220 0.06686 0.05633 -0.0685 0.9469 1.0000
5.250 0.3576 0.06981 0.05927 -0.0725 0.9361 1.0000
5.500 0.3803 0.07145 0.06095 -0.0743 0.9233 1.0000
5.750 0.4028 0.07326 0.06279 -0.0760 0.9103 1.0000
6.000 0.4250 0.07520 0.06478 -0.0777 0.8973 1.0000
6.250 0.4476 0.07728 0.06691 -0.0795 0.8841 1.0000
6.500 0.4706 0.07946 0.06915 -0.0813 0.8706 1.0000
6.750 0.4938 0.08170 0.07145 -0.0831 0.8565 1.0000
7.000 0.5169 0.08394 0.07378 -0.0848 0.8415 1.0000
7.250 0.5402 0.08620 0.07612 -0.0865 0.8258 1.0000
7.500 0.5661 0.08854 0.07855 -0.0885 0.8086 1.0000
7.750 0.6050 0.09156 0.08169 -0.0918 0.7897 1.0000
8.000 0.6123 0.09274 0.08298 -0.0912 0.7692 1.0000
8.250 0.7167 0.08899 0.07938 -0.0944 0.6844 1.0000
8.500 0.7339 0.09015 0.08067 -0.0943 0.6639 1.0000
8.750 0.7695 0.09085 0.08152 -0.0954 0.6446 1.0000
9.000 0.8083 0.09131 0.08215 -0.0966 0.6265 1.0000
9.250 0.8183 0.09285 0.08386 -0.0959 0.6074 1.0000
9.500 0.8459 0.09357 0.08476 -0.0962 0.5888 1.0000
9.750 0.8833 0.09347 0.08489 -0.0967 0.5713 1.0000
10.000 0.9283 0.09231 0.08400 -0.0969 0.5542 1.0000
10.250 0.9285 0.09470 0.08653 -0.0958 0.5334 1.0000
10.500 0.9607 0.09413 0.08620 -0.0952 0.5144 1.0000
10.750 1.0129 0.09086 0.08330 -0.0943 0.4963 1.0000
11.250 1.0792 0.08699 0.08002 -0.0907 0.4547 1.0000
11.500 1.3210 0.05269 0.04657 -0.0850 0.4009 1.0000
11.750 1.3381 0.05191 0.04537 -0.0813 0.3436 1.0000
12.000 1.3310 0.05405 0.04714 -0.0776 0.2985 1.0000
12.250 1.3166 0.05712 0.04996 -0.0742 0.2605 1.0000
12.500 1.3031 0.06036 0.05282 -0.0712 0.2237 1.0000
12.750 1.2888 0.06414 0.05636 -0.0687 0.1908 1.0000
13.000 1.2800 0.06786 0.05974 -0.0666 0.1576 1.0000
13.250 1.2857 0.07103 0.06247 -0.0649 0.1257 1.0000
13.500 1.2999 0.07395 0.06542 -0.0636 0.1056 1.0000
13.750 1.3391 0.07629 0.06783 -0.0631 0.0915 1.0000
14.000 1.3629 0.07972 0.07144 -0.0627 0.0845 1.0000
14.250 1.3656 0.08365 0.07575 -0.0617 0.0810 1.0000
14.500 1.3775 0.08736 0.07964 -0.0612 0.0776 1.0000
14.750 1.3995 0.09240 0.08479 -0.0613 0.0752 1.0000
15.000 1.3852 0.09732 0.09009 -0.0604 0.0751 1.0000
15.250 1.3690 0.10251 0.09562 -0.0599 0.0751 1.0000
15.500 1.3513 0.10799 0.10141 -0.0599 0.0752 1.0000
15.750 1.3150 0.11380 0.10765 -0.0609 0.0761 1.0000
16.000 1.2431 0.12493 0.11935 -0.0661 0.0796 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NASA NLF1015 (nlf1015-il)