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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to JN-153 AIRFOIL (jn153-il)