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

Polar data table (+)

Polar graphs


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