Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

JN-153 AIRFOIL (jn153-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: JN-153 AIRFOIL (jn153-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 5.63 at α=4.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-jn153-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-jn153-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: JN-153 AIRFOIL                                  
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -16.250  -0.0626   0.17778   0.17113  -0.0621   0.6357   0.0436
 -16.000  -0.0552   0.17610   0.16947  -0.0642   0.6355   0.0439
 -15.750  -0.0490   0.17449   0.16790  -0.0664   0.6351   0.0441
 -15.500  -0.0332   0.16996   0.16339  -0.0670   0.6344   0.0446
 -15.250  -0.0217   0.16713   0.16058  -0.0683   0.6337   0.0453
 -15.000  -0.0112   0.16454   0.15802  -0.0697   0.6330   0.0462
 -14.750  -0.0013   0.16206   0.15557  -0.0711   0.6324   0.0471
 -14.500   0.0081   0.15969   0.15323  -0.0727   0.6320   0.0481
 -14.250   0.0165   0.15753   0.15109  -0.0744   0.6317   0.0490
 -14.000   0.0219   0.15603   0.14963  -0.0765   0.6316   0.0496
 -13.750   0.0229   0.15538   0.14902  -0.0788   0.6314   0.0498
 -13.500   0.0419   0.15041   0.14408  -0.0791   0.6311   0.0505
 -13.250   0.0542   0.14750   0.14120  -0.0800   0.6308   0.0514
 -13.000   0.0643   0.14507   0.13881  -0.0812   0.6306   0.0527
 -12.750   0.0734   0.14282   0.13659  -0.0826   0.6305   0.0540
 -12.500   0.0798   0.14102   0.13483  -0.0844   0.6305   0.0555
 -12.250   0.0781   0.14067   0.13454  -0.0868   0.6304   0.0562
 -12.000   0.0931   0.13670   0.13061  -0.0874   0.6299   0.0569
 -11.750   0.1071   0.13368   0.12761  -0.0878   0.6294   0.0584
 -11.500   0.1166   0.13146   0.12543  -0.0888   0.6287   0.0600
 -11.250   0.1243   0.12945   0.12346  -0.0901   0.6286   0.0617
 -11.000   0.1271   0.12819   0.12226  -0.0920   0.6287   0.0631
 -10.750   0.1219   0.12816   0.12231  -0.0945   0.6289   0.0636
 -10.500   0.1411   0.12373   0.11792  -0.0945   0.6288   0.0645
 -10.250  -0.0998   0.16561   0.16221  -0.0758   0.8884   0.0564
 -10.000  -0.0631   0.15958   0.15614  -0.0774   0.8738   0.0582
  -9.750  -0.0379   0.15605   0.15257  -0.0820   0.8669   0.0601
  -9.500  -0.0237   0.15287   0.14936  -0.0853   0.8489   0.0626
  -9.250  -0.0216   0.15129   0.14775  -0.0892   0.8309   0.0635
  -9.000   0.0087   0.14626   0.14269  -0.0925   0.8264   0.0646
  -8.750   0.0303   0.14244   0.13884  -0.0933   0.8086   0.0664
  -8.500   0.0530   0.13930   0.13566  -0.0974   0.8051   0.0689
  -8.250   0.0578   0.13689   0.13321  -0.0991   0.7861   0.0712
  -8.000   0.0493   0.13577   0.13207  -0.1018   0.7668   0.0720
  -7.750   0.0901   0.13016   0.12643  -0.1034   0.7649   0.0737
  -7.500   0.1053   0.12709   0.12332  -0.1030   0.7472   0.0760
  -7.250   0.1139   0.12471   0.12090  -0.1035   0.7325   0.0788
  -7.000   0.1098   0.12309   0.11925  -0.1075   0.7240   0.0814
  -6.750   0.1176   0.12054   0.11669  -0.1080   0.7190   0.0825
  -6.500   0.1425   0.11545   0.11152  -0.1043   0.6895   0.0849
  -6.250   0.1554   0.11283   0.10886  -0.1048   0.6841   0.0883
  -6.000   0.1442   0.10946   0.10535  -0.1046   0.6574   0.0923
  -5.750   0.1443   0.10772   0.10360  -0.1071   0.6604   0.0935
  -5.500  -0.1115   0.13660   0.13327  -0.0636   0.7286   0.0774
  -5.250  -0.1150   0.13520   0.13187  -0.0636   0.7243   0.0792
  -5.000  -0.1438   0.13517   0.13187  -0.0586   0.7117   0.0794
  -4.750  -0.1545   0.13307   0.12976  -0.0650   0.7050   0.0814
  -4.500  -0.1377   0.12961   0.12629  -0.0666   0.7024   0.0828
  -4.250  -0.1654   0.12887   0.12559  -0.0624   0.6879   0.0828
  -4.000  -0.1505   0.12692   0.12363  -0.0605   0.6842   0.0847
  -3.750  -0.1298   0.12465   0.12132  -0.0637   0.6819   0.0884
  -3.500  -0.1614   0.12398   0.12070  -0.0592   0.6680   0.0882
  -3.250  -0.1287   0.11847   0.11505  -0.0750   0.6640   0.0938
  -3.000  -0.1122   0.11719   0.11379  -0.0716   0.6619   0.0961
  -2.750  -0.1361   0.11627   0.11290  -0.0686   0.6487   0.0963
  -2.500  -0.0838   0.11111   0.10747  -0.0857   0.6445   0.1065
  -2.250  -0.0705   0.10999   0.10642  -0.0820   0.6423   0.1088
  -2.000  -0.0459   0.10789   0.10394  -0.0949   0.6317   0.1204
  -1.750  -0.0411   0.10570   0.10190  -0.0914   0.6266   0.1218
  -1.500   0.0069   0.10354   0.09948  -0.0999   0.6235   0.1371
  -1.250   0.0260   0.10244   0.09852  -0.0976   0.6217   0.1407
  -1.000   0.0056   0.10203   0.09814  -0.0949   0.6096   0.1417
  -0.750   0.0434   0.10030   0.09626  -0.1005   0.6055   0.1580
  -0.500   0.0799   0.09940   0.09526  -0.1041   0.6031   0.1773
   0.000   0.0914   0.09926   0.09511  -0.1036   0.5895   0.2034
   0.500   0.2707   0.09141   0.08456  -0.1295   0.5837   0.0926
   0.750   0.3185   0.09059   0.08334  -0.1324   0.5821   0.0796
   1.000   0.3675   0.09141   0.08347  -0.1346   0.5811   0.0728
   1.250   0.4132   0.09336   0.08510  -0.1364   0.5803   0.0718
   1.500   0.3612   0.09236   0.08423  -0.1318   0.5648   0.0718
   1.750   0.3988   0.09337   0.08503  -0.1328   0.5629   0.0717
   2.000   0.4396   0.09496   0.08664  -0.1343   0.5616   0.0768
   2.250   0.4828   0.09738   0.08895  -0.1357   0.5608   0.0827
   2.500   0.4293   0.09667   0.08832  -0.1318   0.5462   0.0795
   2.750   0.4610   0.09799   0.08965  -0.1324   0.5441   0.0846
   3.000   0.4981   0.09986   0.09157  -0.1335   0.5427   0.0961
   3.250   0.5422   0.10232   0.09416  -0.1355   0.5418   0.1398
   3.500   0.4926   0.10240   0.09421  -0.1322   0.5287   0.1121
   3.750   0.5161   0.10131   0.09564  -0.1311   0.5265   1.0000
   4.000   0.5469   0.10372   0.09763  -0.1315   0.5246   1.0000
   4.250   0.5828   0.10677   0.10036  -0.1323   0.5233   1.0000
   4.500   0.6230   0.11060   0.10392  -0.1335   0.5225   1.0000
   4.750   0.5673   0.10954   0.10307  -0.1309   0.5093   1.0000
   5.000   0.5944   0.11186   0.10518  -0.1312   0.5072   1.0000
   5.250   0.6271   0.11477   0.10789  -0.1319   0.5057   1.0000
   5.500   0.6656   0.11850   0.11143  -0.1329   0.5048   1.0000
   5.750   0.6160   0.11825   0.11134  -0.1312   0.4934   1.0000
   6.000   0.6403   0.12049   0.11345  -0.1314   0.4909   1.0000
   6.250   0.6711   0.12333   0.11614  -0.1320   0.4892   1.0000
   6.500   0.7084   0.12708   0.11974  -0.1328   0.4883   1.0000
   6.750   0.6639   0.12736   0.12016  -0.1319   0.4782   1.0000
   7.000   0.6864   0.12959   0.12230  -0.1321   0.4754   1.0000
   7.250   0.7162   0.13243   0.12503  -0.1326   0.4737   1.0000
   7.500   0.7534   0.13637   0.12885  -0.1333   0.4727   1.0000
   7.750   0.7105   0.13682   0.12943  -0.1331   0.4637   1.0000
   8.000   0.7324   0.13907   0.13162  -0.1333   0.4607   1.0000
   8.250   0.7620   0.14203   0.13450  -0.1337   0.4589   1.0000
   8.500   0.7455   0.14441   0.13694  -0.1343   0.4543   1.0000
   8.750   0.7570   0.14645   0.13895  -0.1347   0.4492   1.0000
   9.000   0.7805   0.14880   0.14125  -0.1349   0.4464   1.0000
   9.250   0.8128   0.15224   0.14463  -0.1353   0.4448   1.0000
   9.500   0.7884   0.15391   0.14637  -0.1363   0.4382   1.0000
   9.750   0.8074   0.15606   0.14850  -0.1366   0.4344   1.0000
  10.000   0.8359   0.15899   0.15139  -0.1368   0.4323   1.0000
  10.250   0.8223   0.16115   0.15360  -0.1381   0.4261   1.0000
  10.500   0.8405   0.16329   0.15572  -0.1384   0.4221   1.0000
  10.750   0.8688   0.16625   0.15865  -0.1386   0.4200   1.0000
  11.000   0.8564   0.16825   0.16070  -0.1400   0.4130   1.0000
  11.250   0.8780   0.17039   0.16284  -0.1403   0.4092   1.0000
  11.500   0.9051   0.17377   0.16619  -0.1405   0.4075   1.0000
  11.750   0.8913   0.17530   0.16778  -0.1421   0.3995   1.0000
  12.000   0.9163   0.17758   0.17006  -0.1422   0.3962   1.0000
<< Back to JN-153 AIRFOIL (jn153-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to JN-153 AIRFOIL (jn153-il)