NASA NLF1015 (nlf1015-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NASA NLF1015 (nlf1015-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.9 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-nlf1015-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-nlf1015-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3027 0.11408 0.10740 -0.0744 0.9538 0.0544
-9.250 -0.2993 0.10964 0.10297 -0.0774 0.9504 0.0530
-9.000 -0.3050 0.10574 0.09911 -0.0786 0.9450 0.0518
-8.750 -0.3113 0.10093 0.09436 -0.0812 0.9403 0.0505
-8.250 -0.3739 0.08659 0.07999 -0.0904 0.9267 0.0466
-8.000 -0.3810 0.08239 0.07573 -0.0932 0.9225 0.0463
-7.750 -0.3992 0.07967 0.07299 -0.0916 0.9156 0.0460
-7.500 -0.4067 0.07557 0.06873 -0.0929 0.9110 0.0458
-7.250 -0.4097 0.07158 0.06454 -0.0942 0.9067 0.0455
-7.000 -0.4166 0.06840 0.06118 -0.0933 0.9011 0.0453
-6.750 -0.4120 0.06448 0.05694 -0.0944 0.8973 0.0451
-6.500 -0.3992 0.06043 0.05245 -0.0964 0.8947 0.0450
-6.250 -0.3904 0.05732 0.04894 -0.0965 0.8911 0.0450
-6.000 -0.3776 0.05444 0.04562 -0.0966 0.8873 0.0453
-5.750 -0.3562 0.05160 0.04217 -0.0978 0.8843 0.0463
-5.500 -0.3321 0.04924 0.03951 -0.0990 0.8821 0.0481
-5.250 -0.3053 0.04748 0.03747 -0.1002 0.8802 0.0500
-5.000 -0.2823 0.04596 0.03566 -0.1003 0.8777 0.0518
-4.750 -0.2648 0.04472 0.03415 -0.0991 0.8742 0.0531
-4.500 -0.2423 0.04357 0.03274 -0.0985 0.8713 0.0548
-4.250 -0.2180 0.04259 0.03150 -0.0978 0.8689 0.0571
-4.000 -0.1929 0.04177 0.03049 -0.0973 0.8667 0.0597
-3.750 -0.1650 0.04105 0.02974 -0.0978 0.8648 0.0664
-3.500 -0.1502 0.04061 0.02918 -0.0962 0.8609 0.0733
-3.250 -0.1290 0.04001 0.02852 -0.0958 0.8577 0.0849
-3.000 -0.1028 0.03912 0.02779 -0.0967 0.8550 0.1113
-2.750 -0.0648 0.03693 0.02708 -0.1018 0.8534 0.3213
-2.500 -0.0533 0.03697 0.02843 -0.0970 0.8508 0.5789
-2.250 -0.0418 0.03777 0.02910 -0.0935 0.8468 0.6546
-2.000 -0.0323 0.03847 0.02967 -0.0895 0.8426 0.6981
-1.750 -0.0202 0.03904 0.03010 -0.0855 0.8390 0.7309
-1.500 -0.0038 0.03949 0.03035 -0.0824 0.8361 0.7608
-1.250 0.0018 0.03985 0.03061 -0.0780 0.8318 0.7828
-1.000 0.0119 0.04015 0.03077 -0.0746 0.8273 0.8057
-0.750 0.0249 0.04031 0.03079 -0.0713 0.8236 0.8270
-0.500 0.0449 0.04047 0.03076 -0.0695 0.8208 0.8494
-0.250 0.0491 0.04062 0.03083 -0.0657 0.8153 0.8667
0.000 0.0643 0.04071 0.03080 -0.0637 0.8109 0.8835
0.250 0.0882 0.04084 0.03077 -0.0633 0.8076 0.8982
0.500 0.1101 0.04105 0.03083 -0.0631 0.8036 0.9112
0.750 0.1272 0.04132 0.03100 -0.0623 0.7980 0.9234
1.000 0.1564 0.04160 0.03114 -0.0635 0.7941 0.9349
1.250 0.1933 0.04190 0.03129 -0.0660 0.7911 0.9457
1.500 0.2117 0.04239 0.03174 -0.0661 0.7844 0.9584
1.750 0.2462 0.04280 0.03205 -0.0687 0.7797 0.9735
2.000 0.2842 0.04307 0.03220 -0.0716 0.7762 1.0000
2.250 0.2998 0.04379 0.03288 -0.0716 0.7685 1.0000
2.500 0.3337 0.04438 0.03338 -0.0740 0.7641 1.0000
2.750 0.3671 0.04500 0.03392 -0.0762 0.7597 1.0000
3.000 0.3880 0.04579 0.03468 -0.0769 0.7523 1.0000
3.250 0.4249 0.04635 0.03518 -0.0795 0.7481 1.0000
3.500 0.4460 0.04720 0.03603 -0.0801 0.7406 1.0000
3.750 0.4780 0.04784 0.03664 -0.0820 0.7350 1.0000
4.000 0.5094 0.04849 0.03728 -0.0838 0.7296 1.0000
4.250 0.5319 0.04932 0.03814 -0.0844 0.7215 1.0000
4.500 0.5705 0.04975 0.03856 -0.0869 0.7175 1.0000
4.750 0.5856 0.05077 0.03962 -0.0866 0.7074 1.0000
5.000 0.6233 0.05114 0.04004 -0.0887 0.7030 1.0000
5.250 0.6385 0.05217 0.04112 -0.0884 0.6926 1.0000
5.500 0.6766 0.05241 0.04142 -0.0904 0.6880 1.0000
5.750 0.6910 0.05346 0.04254 -0.0898 0.6770 1.0000
6.250 0.7437 0.05459 0.04385 -0.0910 0.6608 1.0000
6.500 0.7620 0.05546 0.04482 -0.0908 0.6503 1.0000
6.750 0.7977 0.05545 0.04494 -0.0920 0.6445 1.0000
7.000 0.8129 0.05639 0.04600 -0.0914 0.6324 1.0000
7.250 0.8319 0.05714 0.04687 -0.0911 0.6214 1.0000
7.500 0.8680 0.05682 0.04670 -0.0920 0.6152 1.0000
7.750 0.8838 0.05765 0.04769 -0.0912 0.6024 1.0000
8.000 0.9013 0.05836 0.04855 -0.0906 0.5899 1.0000
8.250 0.9215 0.05885 0.04921 -0.0901 0.5779 1.0000
8.500 0.9594 0.05790 0.04846 -0.0906 0.5712 1.0000
8.750 0.9774 0.05838 0.04915 -0.0898 0.5576 1.0000
9.000 0.9966 0.05872 0.04968 -0.0890 0.5441 1.0000
9.250 1.0172 0.05888 0.05004 -0.0881 0.5306 1.0000
9.500 1.0390 0.05881 0.05018 -0.0872 0.5171 1.0000
9.750 1.0625 0.05850 0.05011 -0.0863 0.5033 1.0000
10.000 1.0871 0.05800 0.04984 -0.0853 0.4887 1.0000
10.250 1.1129 0.05733 0.04939 -0.0842 0.4727 1.0000
10.500 1.1417 0.05628 0.04854 -0.0831 0.4549 1.0000
10.750 1.1644 0.05592 0.04838 -0.0818 0.4330 1.0000
11.000 1.1923 0.05497 0.04753 -0.0805 0.4079 1.0000
11.250 1.2098 0.05525 0.04785 -0.0790 0.3787 1.0000
11.500 1.2237 0.05595 0.04852 -0.0774 0.3476 1.0000
11.750 1.2304 0.05755 0.05007 -0.0757 0.3161 1.0000
12.000 1.2335 0.05961 0.05206 -0.0741 0.2851 1.0000
12.250 1.2339 0.06209 0.05446 -0.0726 0.2550 1.0000
12.500 1.2321 0.06495 0.05725 -0.0713 0.2262 1.0000
12.750 1.2276 0.06825 0.06043 -0.0703 0.1978 1.0000
13.000 1.2207 0.07199 0.06403 -0.0695 0.1694 1.0000
13.250 1.2128 0.07608 0.06795 -0.0692 0.1422 1.0000
13.500 1.2048 0.08037 0.07210 -0.0691 0.1176 1.0000
13.750 1.1991 0.08461 0.07626 -0.0692 0.0962 1.0000
14.000 1.1934 0.08893 0.08052 -0.0694 0.0811 1.0000
14.250 1.1890 0.09320 0.08477 -0.0697 0.0693 1.0000
14.500 1.1860 0.09734 0.08894 -0.0701 0.0603 1.0000
14.750 1.1832 0.10147 0.09303 -0.0707 0.0546 1.0000
15.000 1.1859 0.10486 0.09661 -0.0708 0.0494 1.0000
15.250 1.1874 0.10836 0.10016 -0.0714 0.0461 1.0000
15.500 1.1924 0.11141 0.10339 -0.0715 0.0430 1.0000
15.750 1.1978 0.11453 0.10675 -0.0719 0.0402 1.0000
16.000 1.2013 0.11789 0.11025 -0.0728 0.0379 1.0000
16.250 1.2051 0.12106 0.11345 -0.0736 0.0361 1.0000
16.500 1.2093 0.12456 0.11718 -0.0745 0.0347 1.0000
16.750 1.2106 0.12876 0.12172 -0.0758 0.0337 1.0000
17.000 1.2092 0.13353 0.12679 -0.0777 0.0330 1.0000
17.250 1.2044 0.13909 0.13264 -0.0804 0.0325 1.0000
17.500 1.1962 0.14555 0.13937 -0.0839 0.0323 1.0000
17.750 1.1845 0.15309 0.14717 -0.0885 0.0322 1.0000
18.000 1.1691 0.16204 0.15637 -0.0942 0.0323 1.0000
18.250 1.1506 0.17266 0.16719 -0.1013 0.0327 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NASA NLF1015 (nlf1015-il)