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

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NASA NLF1015 (nlf1015-il)