JN-153 AIRFOIL (jn153-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: JN-153 AIRFOIL (jn153-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 44.62 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-jn153-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-jn153-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 0.1241 0.11529 0.10874 -0.0860 0.5041 0.0254
-10.500 0.1295 0.11270 0.10617 -0.0876 0.5039 0.0257
-10.250 0.1332 0.11025 0.10375 -0.0894 0.5036 0.0259
-10.000 0.1442 0.10749 0.10103 -0.0900 0.5033 0.0261
-9.750 0.1547 0.10512 0.09868 -0.0907 0.5031 0.0263
-9.500 0.1662 0.10303 0.09661 -0.0911 0.5028 0.0279
-9.250 0.1739 0.10065 0.09427 -0.0922 0.5025 0.0286
-9.000 0.1792 0.09824 0.09189 -0.0937 0.5024 0.0294
-8.750 0.1815 0.09577 0.08946 -0.0956 0.5021 0.0297
-8.500 0.1838 0.09320 0.08694 -0.0974 0.5019 0.0298
-8.250 0.1931 0.09066 0.08444 -0.0980 0.5017 0.0300
-8.000 0.2058 0.08847 0.08229 -0.0980 0.5014 0.0302
-7.750 0.2156 0.08635 0.08020 -0.0984 0.5010 0.0306
-7.500 0.2239 0.08419 0.07808 -0.0990 0.5008 0.0310
-7.250 0.2313 0.08200 0.07593 -0.0998 0.5004 0.0314
-7.000 0.2379 0.07977 0.07375 -0.1006 0.5000 0.0320
-6.750 0.2431 0.07741 0.07144 -0.1015 0.4994 0.0327
-6.500 0.2468 0.07501 0.06910 -0.1026 0.4989 0.0333
-6.250 0.2419 0.07236 0.06653 -0.1042 0.4985 0.0339
-6.000 0.2383 0.06960 0.06384 -0.1067 0.4982 0.0340
-5.750 0.2438 0.06640 0.06069 -0.1104 0.4977 0.0341
-4.750 0.2906 0.04445 0.03837 -0.1312 0.4960 0.0189
-4.500 0.3119 0.04154 0.03528 -0.1340 0.4953 0.0187
-4.250 0.3359 0.03831 0.03178 -0.1367 0.4946 0.0185
-4.000 0.3626 0.03510 0.02819 -0.1392 0.4939 0.0183
-3.750 0.3912 0.03223 0.02486 -0.1412 0.4934 0.0182
-3.500 0.4207 0.02997 0.02212 -0.1425 0.4928 0.0184
-3.250 0.4502 0.02839 0.02011 -0.1434 0.4923 0.0187
-3.000 0.4786 0.02759 0.01910 -0.1439 0.4917 0.0194
-2.750 0.5065 0.02721 0.01863 -0.1442 0.4910 0.0204
-2.500 0.5355 0.02655 0.01773 -0.1445 0.4904 0.0216
-2.250 0.5645 0.02590 0.01685 -0.1447 0.4897 0.0220
-2.000 0.5931 0.02542 0.01622 -0.1448 0.4891 0.0223
-1.750 0.6212 0.02511 0.01589 -0.1451 0.4885 0.0229
-1.500 0.6490 0.02497 0.01571 -0.1452 0.4880 0.0236
-1.250 0.6749 0.02490 0.01569 -0.1451 0.4870 0.0244
-1.000 0.7008 0.02490 0.01572 -0.1450 0.4857 0.0255
-0.750 0.7270 0.02495 0.01583 -0.1451 0.4844 0.0269
-0.500 0.7534 0.02508 0.01596 -0.1451 0.4831 0.0291
-0.250 0.7801 0.02521 0.01612 -0.1452 0.4818 0.0336
0.000 0.8074 0.02529 0.01622 -0.1453 0.4805 0.0404
0.250 0.8353 0.02531 0.01629 -0.1456 0.4794 0.0580
0.500 0.8645 0.02502 0.01644 -0.1465 0.4783 0.1898
0.750 0.8932 0.02474 0.01677 -0.1472 0.4773 0.4054
1.000 0.9206 0.02469 0.01700 -0.1473 0.4763 0.5167
1.250 0.9461 0.02457 0.01723 -0.1469 0.4755 0.6475
1.500 0.9656 0.02439 0.01738 -0.1449 0.4747 0.7827
1.750 0.9828 0.02418 0.01731 -0.1422 0.4740 1.0000
2.000 1.0124 0.02443 0.01739 -0.1427 0.4732 1.0000
2.250 1.0384 0.02489 0.01778 -0.1427 0.4721 1.0000
2.500 1.0519 0.02614 0.01917 -0.1414 0.4688 1.0000
2.750 1.0726 0.02688 0.01992 -0.1409 0.4666 1.0000
3.000 1.0966 0.02736 0.02035 -0.1407 0.4648 1.0000
3.250 1.1221 0.02770 0.02064 -0.1406 0.4635 1.0000
3.500 1.1479 0.02802 0.02090 -0.1406 0.4623 1.0000
3.750 1.1743 0.02830 0.02112 -0.1406 0.4613 1.0000
4.000 1.2014 0.02852 0.02128 -0.1406 0.4605 1.0000
4.250 1.2294 0.02868 0.02136 -0.1408 0.4597 1.0000
4.500 1.2583 0.02877 0.02138 -0.1411 0.4590 1.0000
4.750 1.2877 0.02886 0.02139 -0.1414 0.4583 1.0000
5.250 1.0837 0.04707 0.04059 -0.1247 0.4289 1.0000
5.500 1.1206 0.04597 0.03941 -0.1246 0.4299 1.0000
5.750 1.1551 0.04505 0.03843 -0.1243 0.4306 1.0000
6.000 1.1880 0.04424 0.03757 -0.1241 0.4311 1.0000
6.250 1.2199 0.04350 0.03677 -0.1237 0.4315 1.0000
6.500 1.2521 0.04274 0.03597 -0.1235 0.4318 1.0000
10.000 1.2787 0.07712 0.07057 -0.1194 0.3691 1.0000
10.500 1.2744 0.08391 0.07743 -0.1195 0.3572 1.0000
11.000 1.2742 0.09051 0.08414 -0.1198 0.3458 1.0000
11.250 1.2957 0.09077 0.08439 -0.1197 0.3447 1.0000
11.500 1.3194 0.09072 0.08435 -0.1196 0.3438 1.0000
11.750 1.3441 0.09051 0.08416 -0.1194 0.3430 1.0000
12.000 1.3691 0.09025 0.08392 -0.1193 0.3424 1.0000
12.500 1.3637 0.09774 0.09151 -0.1199 0.3301 1.0000
15.000 1.5020 0.11101 0.10518 -0.1214 0.2987 1.0000
15.500 1.5025 0.11782 0.11214 -0.1227 0.2869 1.0000
15.750 1.5300 0.11692 0.11126 -0.1225 0.2859 1.0000
16.250 1.5241 0.12482 0.11931 -0.1242 0.2731 1.0000
16.500 1.5359 0.12640 0.12093 -0.1246 0.2694 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to JN-153 AIRFOIL (jn153-il)