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

Polar data table (+)

Polar graphs


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