NASA/LANGLEY NLF 0414F AIRFOIL (nlf414f-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NASA/LANGLEY NLF 0414F AIRFOIL (nlf414f-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.6 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-nlf414f-il-50000.txt Download as CSV file: xf-nlf414f-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NASA/LANGLEY NLF 0414F AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.4684 0.12477 0.11849 -0.0165 1.0000 0.3011
-9.000 -0.5033 0.12468 0.11852 -0.0148 1.0000 0.3127
-8.750 -0.4975 0.12179 0.11565 -0.0126 1.0000 0.3293
-8.500 -0.4957 0.11919 0.11308 -0.0103 1.0000 0.3460
-8.250 -0.4980 0.11686 0.11080 -0.0078 1.0000 0.3630
-8.000 -0.5065 0.11495 0.10895 -0.0051 1.0000 0.3803
-7.750 -0.4821 0.11081 0.10478 -0.0033 1.0000 0.3998
-7.500 -0.4702 0.10792 0.10189 -0.0011 1.0000 0.4198
-7.250 -0.4660 0.10557 0.09957 0.0015 1.0000 0.4415
-6.750 -0.4619 0.10083 0.09491 0.0068 1.0000 0.4864
-6.250 -0.3968 0.09386 0.08850 0.0066 1.0000 0.4839
-5.500 -0.6492 0.05961 0.05181 -0.0270 1.0000 0.1607
-5.250 -0.6266 0.05474 0.04646 -0.0275 1.0000 0.1413
-5.000 -0.6015 0.05081 0.04173 -0.0280 1.0000 0.1271
-4.750 -0.5780 0.04747 0.03799 -0.0280 1.0000 0.1210
-4.500 -0.5497 0.04537 0.03487 -0.0277 1.0000 0.1141
-4.250 -0.5253 0.04281 0.03207 -0.0274 1.0000 0.1129
-4.000 -0.5000 0.04101 0.02987 -0.0270 1.0000 0.1136
-3.750 -0.4754 0.03899 0.02770 -0.0266 1.0000 0.1163
-3.500 -0.4511 0.03750 0.02613 -0.0259 1.0000 0.1198
-3.250 -0.4265 0.03629 0.02478 -0.0247 1.0000 0.1232
-3.000 -0.4023 0.03550 0.02375 -0.0233 1.0000 0.1297
-2.750 -0.3806 0.03457 0.02300 -0.0214 1.0000 0.1408
-2.500 -0.3586 0.03374 0.02225 -0.0197 1.0000 0.1559
-2.250 -0.1849 0.03607 0.02732 -0.0245 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1778 0.03579 0.02680 -0.0223 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1706 0.03554 0.02634 -0.0200 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1633 0.03532 0.02594 -0.0178 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1558 0.03513 0.02558 -0.0156 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1482 0.03496 0.02525 -0.0133 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1406 0.03482 0.02496 -0.0111 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1329 0.03469 0.02470 -0.0088 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1251 0.03458 0.02448 -0.0066 1.0000 1.0000
0.000 -0.1174 0.03449 0.02428 -0.0044 1.0000 1.0000
0.250 -0.1095 0.03442 0.02411 -0.0022 1.0000 1.0000
0.500 -0.1015 0.03436 0.02396 -0.0001 1.0000 1.0000
0.750 -0.0933 0.03433 0.02385 0.0020 1.0000 1.0000
1.000 -0.0848 0.03432 0.02378 0.0040 1.0000 1.0000
1.250 -0.0749 0.03439 0.02378 0.0056 1.0000 1.0000
1.500 -0.0631 0.03455 0.02388 0.0069 1.0000 1.0000
1.750 -0.0491 0.03483 0.02410 0.0077 1.0000 1.0000
2.000 -0.0334 0.03521 0.02443 0.0081 1.0000 1.0000
2.250 -0.0162 0.03570 0.02488 0.0082 1.0000 1.0000
2.500 0.0021 0.03629 0.02543 0.0080 1.0000 1.0000
2.750 0.0212 0.03696 0.02609 0.0076 1.0000 1.0000
3.000 0.0409 0.03772 0.02683 0.0071 1.0000 1.0000
3.250 0.0609 0.03855 0.02767 0.0064 1.0000 1.0000
3.500 0.0810 0.03947 0.02860 0.0056 1.0000 1.0000
3.750 0.1012 0.04046 0.02961 0.0047 1.0000 1.0000
4.000 0.1214 0.04152 0.03070 0.0038 1.0000 1.0000
4.250 0.1414 0.04266 0.03189 0.0028 1.0000 1.0000
4.500 0.1612 0.04388 0.03316 0.0017 1.0000 1.0000
4.750 0.1806 0.04517 0.03452 0.0006 1.0000 1.0000
5.000 0.1997 0.04655 0.03597 -0.0006 1.0000 1.0000
5.250 0.2183 0.04801 0.03752 -0.0018 1.0000 1.0000
5.500 0.2366 0.04956 0.03917 -0.0030 1.0000 1.0000
5.750 0.2556 0.05128 0.04099 -0.0046 0.9990 1.0000
6.000 0.3142 0.05547 0.04538 -0.0137 0.9740 1.0000
6.250 0.3621 0.05903 0.04913 -0.0203 0.9413 1.0000
6.500 0.4081 0.06182 0.05213 -0.0251 0.8929 1.0000
6.750 0.5262 0.06104 0.05169 -0.0317 0.7683 1.0000
7.000 0.5874 0.06010 0.05107 -0.0342 0.7332 1.0000
7.250 0.6278 0.05859 0.04983 -0.0342 0.7001 1.0000
7.500 0.7046 0.05381 0.04552 -0.0349 0.6656 1.0000
7.750 0.7556 0.04824 0.04037 -0.0316 0.6237 1.0000
8.000 0.8149 0.03904 0.03170 -0.0250 0.5550 1.0000
8.250 0.8487 0.03508 0.02529 -0.0156 0.2956 1.0000
8.500 0.8725 0.03702 0.02638 -0.0141 0.2313 1.0000
8.750 0.9497 0.03861 0.02744 -0.0177 0.1834 1.0000
9.000 1.0125 0.04118 0.03013 -0.0214 0.1617 1.0000
9.250 1.0655 0.04438 0.03334 -0.0246 0.1502 1.0000
9.500 1.0883 0.04680 0.03622 -0.0242 0.1436 1.0000
9.750 1.1216 0.04991 0.03946 -0.0253 0.1380 1.0000
10.000 1.1473 0.05382 0.04363 -0.0256 0.1354 1.0000
10.250 1.1550 0.05689 0.04724 -0.0238 0.1340 1.0000
10.500 1.1581 0.06014 0.05099 -0.0217 0.1325 1.0000
10.750 1.1574 0.06361 0.05489 -0.0195 0.1315 1.0000
11.000 1.1529 0.06733 0.05900 -0.0172 0.1313 1.0000
11.250 1.1429 0.07126 0.06328 -0.0147 0.1320 1.0000
11.500 1.1297 0.07539 0.06769 -0.0124 0.1330 1.0000
11.750 1.1171 0.07990 0.07243 -0.0106 0.1342 1.0000
12.000 1.1137 0.08506 0.07777 -0.0099 0.1355 1.0000
12.250 1.0510 0.08975 0.08284 -0.0072 0.1382 1.0000
12.500 0.9522 0.10104 0.09443 -0.0098 0.1445 1.0000
12.750 0.9233 0.11010 0.10355 -0.0134 0.1488 1.0000
13.000 0.9300 0.11601 0.10952 -0.0145 0.1519 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NASA/LANGLEY NLF 0414F AIRFOIL (nlf414f-il)