NACA_4-digit_delta (3).xls

	A	B	C	D	E	F	G	H
1	NACA four-digit airfoil profile
2
3		8%	m; Maximum camber, relative to chord
4		4	p; Position (tenths) of maximum camber
5		12%	t; Thickness, relative to chord
6		25	Data points; each surface (upper & lower)
7
8		x	y(t)	y(c)	x(U)	y(U)	x(L)	y(L)
9	1	0.00000	0.00000	0.00000	0.00000	0.00000	0.00000	0.00000
10	2	0.00214	0.00808	0.00085	-0.00085	0.00836	0.00513	-0.00665
11	3	0.00856	0.01581	0.00339	0.00275	0.01810	0.01436	-0.01133
12	4	0.01921	0.02316	0.00750	0.01087	0.02911	0.02756	-0.01411
13	5	0.03407	0.03007	0.01305	0.02356	0.04122	0.04459	-0.01512
14	6	0.05307	0.03646	0.01982	0.04083	0.05416	0.06531	-0.01452
15	7	0.07612	0.04224	0.02755	0.06269	0.06760	0.08955	-0.01250
16	8	0.10313	0.04735	0.03593	0.08909	0.08115	0.11716	-0.00929
17	9	0.13397	0.05168	0.04462	0.11997	0.09436	0.14798	-0.00513
18	10	0.16853	0.05517	0.05321	0.15521	0.10675	0.18185	-0.00032
19	11	0.20665	0.05774	0.06131	0.19465	0.11779	0.21864	0.00482
20	12	0.24816	0.05937	0.06847	0.23806	0.12697	0.25826	0.00997
21	13	0.29289	0.06001	0.07426	0.28519	0.13377	0.30060	0.01475
22	14	0.34065	0.05966	0.07824	0.33571	0.13769	0.34560	0.01878
23	15	0.39124	0.05834	0.07996	0.38925	0.13827	0.39322	0.02165
24	16	0.44443	0.05609	0.07956	0.44485	0.13565	0.44401	0.02347
25	17	0.50000	0.05294	0.07778	0.50170	0.13069	0.49830	0.02486
26	18	0.55771	0.04895	0.07447	0.56051	0.12335	0.55491	0.02560
27	19	0.61732	0.04419	0.06951	0.62099	0.11354	0.61365	0.02547
28	20	0.67856	0.03869	0.06276	0.68280	0.10122	0.67432	0.02430
29	21	0.74118	0.03252	0.05413	0.74562	0.08634	0.73674	0.02192
30	22	0.80491	0.02569	0.04357	0.80911	0.06891	0.80071	0.01823
31	23	0.86947	0.01821	0.03102	0.87295	0.04890	0.86600	0.01314
32	24	0.93460	0.01008	0.01649	0.93679	0.02633	0.93240	0.00665
33	25	1.00000	0.00126	0.00000	1.00031	0.00122	0.99969	-0.00122
34
35
36
37
38
39
40
41
42
43
44
45
46
47
48
49
50
51
52
53
54
55
56
57
58
59
60
61
62
63
64
65
66
67
68
69
70
71
72
73
74
75
76
77
78
79
80
81
82
83
84
85
86
87
88
89
90
91
92
93
94
95
96
97
98
99
100