JN-153 AIRFOIL (jn153-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: JN-153 AIRFOIL (jn153-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 16.61 at α=1.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-jn153-il-200000.txt Download as CSV file: xf-jn153-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.000 0.0569 0.14050 0.13463 -0.0784 0.5597 0.0293
-12.750 0.0641 0.13817 0.13233 -0.0800 0.5596 0.0296
-12.500 0.0662 0.13638 0.13058 -0.0822 0.5596 0.0298
-12.250 0.0766 0.13338 0.12761 -0.0831 0.5594 0.0300
-12.000 0.0900 0.13037 0.12463 -0.0836 0.5593 0.0303
-11.750 0.1005 0.12791 0.12220 -0.0844 0.5591 0.0307
-11.500 0.1100 0.12556 0.11988 -0.0854 0.5589 0.0313
-11.250 0.1188 0.12320 0.11755 -0.0864 0.5587 0.0321
-11.000 0.1269 0.12082 0.11521 -0.0876 0.5583 0.0329
-10.750 0.1330 0.11856 0.11299 -0.0890 0.5580 0.0337
-10.500 0.1310 0.11693 0.11141 -0.0915 0.5579 0.0341
-10.250 0.1414 0.11408 0.10861 -0.0922 0.5577 0.0343
-10.000 0.1561 0.11135 0.10591 -0.0921 0.5574 0.0348
-9.750 0.1657 0.10921 0.10380 -0.0928 0.5572 0.0353
-9.500 0.1743 0.10711 0.10175 -0.0936 0.5571 0.0371
-9.250 0.1794 0.10504 0.09973 -0.0949 0.5569 0.0382
-9.000 0.1725 0.10353 0.09830 -0.0980 0.5568 0.0388
-8.750 0.1875 0.10061 0.09542 -0.0975 0.5561 0.0392
-8.500 0.2000 0.09842 0.09327 -0.0975 0.5557 0.0398
-8.250 0.2089 0.09643 0.09134 -0.0979 0.5553 0.0407
-8.000 0.2160 0.09453 0.08950 -0.0986 0.5550 0.0416
-7.750 0.2215 0.09262 0.08765 -0.0995 0.5548 0.0426
-7.500 0.2185 0.09068 0.08579 -0.1018 0.5547 0.0437
-7.250 0.2107 0.08841 0.08364 -0.1048 0.5546 0.0441
-7.000 0.2296 0.08635 0.08161 -0.1028 0.5541 0.0446
-6.750 0.2400 0.08465 0.07996 -0.1023 0.5534 0.0455
-6.500 0.2461 0.08299 0.07837 -0.1025 0.5526 0.0464
-6.250 0.2489 0.08129 0.07675 -0.1029 0.5520 0.0476
-6.000 0.2412 0.08005 0.07560 -0.1033 0.5518 0.0490
-5.750 0.2252 0.07753 0.07320 -0.1113 0.5517 0.0498
-5.500 0.2342 0.07614 0.07188 -0.1081 0.5512 0.0503
-5.250 0.2429 0.07511 0.07092 -0.1066 0.5506 0.0510
-5.000 0.2499 0.07376 0.06962 -0.1070 0.5497 0.0520
-4.750 0.2574 0.07189 0.06779 -0.1092 0.5486 0.0536
-4.500 0.2699 0.06592 0.06170 -0.1230 0.5480 0.0568
-4.250 0.2788 0.06555 0.06143 -0.1206 0.5473 0.0575
-4.000 0.3047 0.06166 0.05702 -0.1313 0.5466 0.0637
-3.750 0.3181 0.05943 0.05496 -0.1300 0.5454 0.0645
-3.500 0.3366 0.05812 0.05367 -0.1292 0.5442 0.0660
-3.250 0.3701 0.05465 0.04976 -0.1347 0.5430 0.0733
-3.000 0.4032 0.05357 0.04816 -0.1380 0.5418 0.0822
-2.750 0.4117 0.05280 0.04767 -0.1371 0.5405 0.0835
-2.500 0.0880 0.08449 0.08112 -0.1059 0.5504 0.0571
-2.250 0.1349 0.08187 0.07800 -0.1135 0.5475 0.0636
-2.000 0.1595 0.07923 0.07549 -0.1145 0.5458 0.0649
-1.750 0.1906 0.07795 0.07417 -0.1160 0.5445 0.0675
-1.500 0.2397 0.07535 0.07127 -0.1213 0.5436 0.0753
-1.250 0.2882 0.07347 0.06910 -0.1256 0.5429 0.0847
-1.000 0.4711 0.05601 0.04964 -0.1370 0.5251 0.0483
-0.750 0.4387 0.06028 0.05402 -0.1335 0.5204 0.0478
-0.500 0.4571 0.06154 0.05505 -0.1340 0.5210 0.0471
-0.250 0.4788 0.06276 0.05605 -0.1345 0.5214 0.0469
0.000 0.5190 0.06239 0.05523 -0.1354 0.5233 0.0439
0.250 0.5339 0.05995 0.05267 -0.1332 0.5064 0.0437
0.500 0.6345 0.05392 0.04652 -0.1361 0.5060 0.0458
0.750 0.6921 0.05162 0.04418 -0.1374 0.5055 0.0510
1.000 0.7424 0.05012 0.04267 -0.1387 0.5051 0.0666
1.250 0.7954 0.04789 0.04193 -0.1419 0.5046 0.5432
1.500 0.6560 0.06062 0.05326 -0.1320 0.4873 0.0562
1.750 0.7204 0.05765 0.05153 -0.1354 0.4876 0.4138
2.000 0.7601 0.05539 0.05035 -0.1335 0.4879 0.7948
2.250 0.5964 0.07171 0.06444 -0.1290 0.4632 0.0576
2.500 0.6296 0.07155 0.06432 -0.1294 0.4614 0.0773
2.750 0.6664 0.06947 0.06451 -0.1300 0.4604 0.7574
3.000 0.6426 0.07276 0.06812 -0.1278 0.4515 1.0000
3.250 0.6640 0.07369 0.06886 -0.1276 0.4487 1.0000
3.500 0.6924 0.07406 0.06905 -0.1274 0.4472 1.0000
3.750 0.7234 0.07422 0.06904 -0.1272 0.4462 1.0000
4.000 0.7559 0.07426 0.06892 -0.1269 0.4454 1.0000
4.250 0.7892 0.07424 0.06877 -0.1267 0.4449 1.0000
5.000 0.8038 0.08123 0.07563 -0.1261 0.4311 1.0000
5.250 0.7747 0.08696 0.08145 -0.1264 0.4223 1.0000
5.500 0.8040 0.08709 0.08147 -0.1261 0.4212 1.0000
5.750 0.7857 0.09208 0.08651 -0.1264 0.4137 1.0000
6.000 0.8032 0.09345 0.08783 -0.1263 0.4113 1.0000
6.250 0.8300 0.09379 0.08808 -0.1261 0.4098 1.0000
6.500 0.8599 0.09376 0.08798 -0.1258 0.4088 1.0000
6.750 0.8906 0.09364 0.08778 -0.1254 0.4081 1.0000
7.000 0.8567 0.10056 0.09480 -0.1262 0.3984 1.0000
7.250 0.8845 0.10075 0.09492 -0.1259 0.3971 1.0000
7.500 0.9145 0.10065 0.09476 -0.1256 0.3963 1.0000
7.750 0.9456 0.10028 0.09433 -0.1252 0.3956 1.0000
8.000 0.9127 0.10734 0.10149 -0.1262 0.3852 1.0000
8.250 0.9419 0.10723 0.10133 -0.1259 0.3841 1.0000
8.500 0.9720 0.10692 0.10096 -0.1255 0.3833 1.0000
8.750 1.0015 0.10660 0.10061 -0.1251 0.3826 1.0000
9.000 0.9703 0.11376 0.10786 -0.1263 0.3717 1.0000
9.250 0.9987 0.11352 0.10759 -0.1259 0.3706 1.0000
9.500 1.0276 0.11316 0.10719 -0.1255 0.3699 1.0000
9.750 1.0563 0.11280 0.10681 -0.1251 0.3692 1.0000
10.000 1.0277 0.11991 0.11401 -0.1265 0.3578 1.0000
10.250 1.0305 0.12308 0.11721 -0.1270 0.3523 1.0000
10.500 1.0752 0.12033 0.11440 -0.1259 0.3548 1.0000
10.750 1.1114 0.11873 0.11279 -0.1252 0.3556 1.0000
11.000 1.0837 0.12604 0.12017 -0.1269 0.3437 1.0000
11.250 1.0685 0.13193 0.12612 -0.1283 0.3341 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to JN-153 AIRFOIL (jn153-il)