JN-153 AIRFOIL (jn153-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: JN-153 AIRFOIL (jn153-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 18.07 at α=1.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-jn153-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-jn153-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 0.0837 0.13131 0.12370 -0.0795 0.5411 0.0431
-11.500 0.0885 0.12930 0.12173 -0.0813 0.5408 0.0437
-11.250 0.0914 0.12744 0.11993 -0.0831 0.5403 0.0440
-11.000 0.1046 0.12417 0.11670 -0.0836 0.5398 0.0444
-10.750 0.1167 0.12144 0.11400 -0.0841 0.5392 0.0451
-10.500 0.1263 0.11902 0.11161 -0.0850 0.5389 0.0461
-10.250 0.1350 0.11675 0.10938 -0.0860 0.5385 0.0470
-10.000 0.1422 0.11451 0.10719 -0.0871 0.5381 0.0482
-9.750 0.1477 0.11247 0.10519 -0.0885 0.5378 0.0491
-9.500 0.1476 0.11073 0.10352 -0.0905 0.5374 0.0497
-9.250 0.1510 0.10861 0.10148 -0.0921 0.5371 0.0499
-9.000 0.1681 0.10553 0.09841 -0.0917 0.5366 0.0506
-8.750 0.1789 0.10322 0.09615 -0.0921 0.5361 0.0515
-8.500 0.1873 0.10110 0.09408 -0.0927 0.5355 0.0526
-8.250 0.1939 0.09901 0.09204 -0.0936 0.5349 0.0539
-8.000 0.1976 0.09705 0.09014 -0.0949 0.5342 0.0553
-7.750 0.1964 0.09521 0.08839 -0.0969 0.5335 0.0561
-7.500 0.1935 0.09320 0.08647 -0.0992 0.5330 0.0564
-7.250 0.2113 0.09052 0.08381 -0.0979 0.5323 0.0571
-7.000 0.2217 0.08846 0.08180 -0.0978 0.5317 0.0581
-6.750 0.2288 0.08650 0.07989 -0.0981 0.5311 0.0594
-6.500 0.2336 0.08461 0.07807 -0.0986 0.5305 0.0604
-6.250 0.2335 0.08278 0.07632 -0.0994 0.5298 0.0620
-6.000 0.2194 0.08135 0.07499 -0.1020 0.5292 0.0634
-5.750 0.2192 0.07867 0.07237 -0.1072 0.5284 0.0637
-4.750 0.2583 0.06342 0.05704 -0.1167 0.5256 0.0344
-4.500 0.2728 0.06082 0.05439 -0.1190 0.5250 0.0331
-4.250 0.2903 0.05725 0.05068 -0.1229 0.5243 0.0320
-4.000 0.3121 0.05329 0.04645 -0.1275 0.5236 0.0315
-3.750 0.3370 0.05015 0.04298 -0.1310 0.5228 0.0321
-3.500 0.3598 0.04771 0.04025 -0.1334 0.5214 0.0327
-3.250 0.3814 0.04594 0.03822 -0.1350 0.5198 0.0327
-3.000 0.4039 0.04455 0.03656 -0.1362 0.5183 0.0324
-2.750 0.4269 0.04346 0.03518 -0.1370 0.5166 0.0322
-2.500 0.4505 0.04258 0.03400 -0.1376 0.5146 0.0322
-2.250 0.4752 0.04185 0.03297 -0.1379 0.5128 0.0323
-2.000 0.5001 0.04130 0.03216 -0.1381 0.5112 0.0326
-1.750 0.5252 0.04088 0.03150 -0.1381 0.5099 0.0332
-1.500 0.5515 0.04044 0.03082 -0.1380 0.5086 0.0339
-1.250 0.5783 0.04006 0.03036 -0.1380 0.5075 0.0349
-1.000 0.6062 0.03980 0.03001 -0.1381 0.5064 0.0373
-0.750 0.6341 0.03960 0.02973 -0.1382 0.5055 0.0405
-0.500 0.6299 0.04212 0.03247 -0.1364 0.5010 0.0418
-0.250 0.6274 0.04434 0.03480 -0.1347 0.4958 0.0432
0.000 0.6458 0.04494 0.03539 -0.1343 0.4934 0.0456
0.250 0.6687 0.04530 0.03570 -0.1342 0.4918 0.0504
0.500 0.6955 0.04537 0.03573 -0.1343 0.4906 0.0592
0.750 0.7260 0.04516 0.03551 -0.1346 0.4896 0.0803
1.000 0.7617 0.04415 0.03549 -0.1364 0.4889 0.3743
1.250 0.7908 0.04376 0.03563 -0.1362 0.4882 0.5841
1.750 0.6576 0.05912 0.04994 -0.1280 0.4636 0.1162
2.000 0.6840 0.05906 0.05101 -0.1293 0.4617 0.4764
2.250 0.6979 0.05867 0.05151 -0.1265 0.4603 0.7612
2.500 0.7158 0.05858 0.05142 -0.1243 0.4591 1.0000
2.750 0.7445 0.05888 0.05147 -0.1242 0.4583 1.0000
3.250 0.7312 0.06526 0.05778 -0.1234 0.4458 1.0000
3.500 0.7570 0.06580 0.05812 -0.1232 0.4449 1.0000
4.000 0.7547 0.07134 0.06357 -0.1226 0.4333 1.0000
4.250 0.7795 0.07191 0.06399 -0.1224 0.4323 1.0000
4.750 0.7797 0.07763 0.06965 -0.1222 0.4218 1.0000
5.000 0.8038 0.07819 0.07008 -0.1220 0.4205 1.0000
5.500 0.8089 0.08366 0.07549 -0.1219 0.4106 1.0000
5.750 0.8303 0.08451 0.07625 -0.1217 0.4091 1.0000
6.000 0.8539 0.08509 0.07673 -0.1215 0.4080 1.0000
6.250 0.8401 0.08961 0.08131 -0.1217 0.3997 1.0000
6.500 0.8590 0.09072 0.08234 -0.1216 0.3978 1.0000
6.750 0.8806 0.09150 0.08305 -0.1214 0.3964 1.0000
7.000 0.9041 0.09202 0.08350 -0.1212 0.3953 1.0000
7.250 0.8880 0.09707 0.08861 -0.1216 0.3865 1.0000
7.500 0.9072 0.09811 0.08961 -0.1215 0.3847 1.0000
7.750 0.9288 0.09883 0.09027 -0.1213 0.3833 1.0000
8.250 0.9343 0.10476 0.09624 -0.1217 0.3730 1.0000
8.500 0.9538 0.10572 0.09717 -0.1216 0.3712 1.0000
8.750 0.9759 0.10630 0.09771 -0.1214 0.3699 1.0000
9.250 0.9803 0.11254 0.10401 -0.1221 0.3590 1.0000
9.500 1.0008 0.11326 0.10471 -0.1220 0.3574 1.0000
9.750 1.0238 0.11362 0.10505 -0.1217 0.3562 1.0000
10.250 1.0270 0.12014 0.11165 -0.1227 0.3447 1.0000
10.500 1.0486 0.12059 0.11209 -0.1225 0.3432 1.0000
10.750 1.0715 0.12082 0.11230 -0.1223 0.3420 1.0000
11.250 1.0746 0.12748 0.11908 -0.1236 0.3301 1.0000
11.500 1.0965 0.12776 0.11935 -0.1234 0.3287 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to JN-153 AIRFOIL (jn153-il)