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=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
<< Back to NASA NLF1015 (nlf1015-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NASA NLF1015 (nlf1015-il)