JN-153 AIRFOIL (jn153-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: JN-153 AIRFOIL (jn153-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.65 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-jn153-il-50000.txt Download as CSV file: xf-jn153-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-19.250 -0.0566 0.18303 0.17680 -0.0511 0.7771 0.0744
-19.000 -0.0463 0.18080 0.17457 -0.0531 0.7744 0.0757
-18.750 -0.0367 0.17888 0.17264 -0.0551 0.7720 0.0772
-18.500 -0.0278 0.17723 0.17098 -0.0572 0.7697 0.0787
-18.250 -0.0200 0.17604 0.16977 -0.0593 0.7677 0.0801
-18.000 -0.0141 0.17576 0.16947 -0.0616 0.7660 0.0811
-17.750 -0.0110 0.17670 0.17039 -0.0639 0.7647 0.0816
-17.500 0.0005 0.17337 0.16707 -0.0657 0.7632 0.0823
-17.250 0.0157 0.16900 0.16270 -0.0671 0.7617 0.0841
-17.000 0.0266 0.16680 0.16050 -0.0689 0.7606 0.0861
-16.750 0.0360 0.16520 0.15890 -0.0710 0.7596 0.0883
-16.500 -0.0657 0.18464 0.17731 -0.0665 0.7593 0.0832
-16.250 -0.0501 0.18089 0.17358 -0.0684 0.7576 0.0855
-16.000 -0.0373 0.17819 0.17091 -0.0707 0.7563 0.0875
-15.750 -0.0263 0.17604 0.16880 -0.0732 0.7551 0.0901
-15.500 -0.0196 0.17532 0.16811 -0.0760 0.7540 0.0920
-15.250 -0.0180 0.17622 0.16907 -0.0790 0.7533 0.0927
-15.000 0.0014 0.17018 0.16307 -0.0807 0.7520 0.0939
-14.750 0.0192 0.16568 0.15859 -0.0821 0.7509 0.0961
-14.500 0.0321 0.16288 0.15582 -0.0840 0.7498 0.0985
-14.250 0.0428 0.16064 0.15361 -0.0860 0.7488 0.1011
-14.000 0.0503 0.15931 0.15231 -0.0883 0.7479 0.1036
-13.750 0.0505 0.15996 0.15302 -0.0908 0.7471 0.1050
-13.500 0.0457 0.16178 0.15490 -0.0934 0.7467 0.1056
-13.250 0.0793 0.15201 0.14512 -0.0935 0.7449 0.1082
-13.000 0.0928 0.14906 0.14218 -0.0947 0.7441 0.1111
-12.750 0.1032 0.14695 0.14009 -0.0964 0.7436 0.1143
-12.500 0.1094 0.14580 0.13898 -0.0984 0.7435 0.1175
-12.250 0.1059 0.14705 0.14031 -0.1011 0.7436 0.1194
-12.000 0.1001 0.14841 0.14178 -0.1036 0.7439 0.1201
-11.750 0.1380 0.13893 0.13225 -0.1034 0.7428 0.1237
-11.500 0.1502 0.13654 0.12987 -0.1045 0.7422 0.1273
-11.250 0.1575 0.13509 0.12846 -0.1060 0.7419 0.1314
-11.000 0.1550 0.13571 0.12914 -0.1080 0.7419 0.1347
-10.750 0.1429 0.13825 0.13180 -0.1105 0.7422 0.1358
-10.500 0.1761 0.13028 0.12380 -0.1101 0.7412 0.1394
-10.250 0.1894 0.12793 0.12148 -0.1109 0.7412 0.1437
-10.000 0.1950 0.12688 0.12051 -0.1124 0.7418 0.1486
-9.750 0.1883 0.12815 0.12190 -0.1144 0.7426 0.1522
-9.500 -0.3407 0.18529 0.18108 -0.0138 1.0000 0.1110
-9.250 -0.3430 0.18393 0.17974 -0.0133 1.0000 0.1130
-9.000 -0.3473 0.18279 0.17862 -0.0129 1.0000 0.1153
-8.750 -0.3551 0.18221 0.17807 -0.0129 1.0000 0.1175
-8.500 -0.3688 0.18266 0.17856 -0.0132 1.0000 0.1189
-8.250 -0.3876 0.18376 0.17970 -0.0136 1.0000 0.1196
-8.000 -0.4059 0.18457 0.18055 -0.0138 1.0000 0.1199
-7.750 -0.3732 0.17596 0.17194 -0.0113 1.0000 0.1227
-7.500 -0.3709 0.17371 0.16971 -0.0102 1.0000 0.1253
-7.250 -0.3736 0.17213 0.16815 -0.0095 1.0000 0.1280
-7.000 -0.3797 0.17087 0.16691 -0.0090 1.0000 0.1310
-6.750 -0.3922 0.17037 0.16644 -0.0089 1.0000 0.1336
-6.500 -0.4111 0.17067 0.16679 -0.0089 1.0000 0.1350
-6.250 -0.4363 0.17140 0.16757 -0.0085 1.0000 0.1356
-6.000 -0.4103 0.16537 0.16156 -0.0089 0.9977 0.1382
-5.750 -0.3849 0.16222 0.15838 -0.0110 0.9908 0.1434
-5.500 -0.3783 0.16095 0.15710 -0.0142 0.9819 0.1488
-5.250 -0.3931 0.16135 0.15752 -0.0169 0.9702 0.1521
-5.000 -0.4163 0.16247 0.15866 -0.0234 0.9561 0.1534
-4.750 -0.3586 0.15518 0.15135 -0.0210 0.9500 0.1602
-4.250 -0.3732 0.15299 0.14916 -0.0253 0.9231 0.1707
-4.000 -0.3743 0.15030 0.14650 -0.0287 0.9106 0.1734
-3.750 -0.3450 0.14734 0.14351 -0.0261 0.9029 0.1808
-3.500 -0.3496 0.14548 0.14165 -0.0287 0.8880 0.1888
-3.250 -0.3475 0.14271 0.13888 -0.0318 0.8773 0.1941
-3.000 -0.3310 0.14056 0.13672 -0.0297 0.8668 0.2035
-2.750 -0.3298 0.13819 0.13433 -0.0372 0.8545 0.2131
-2.500 -0.3149 0.13613 0.13228 -0.0328 0.8462 0.2224
-2.250 -0.3112 0.13364 0.12977 -0.0375 0.8345 0.2345
-2.000 -0.2891 0.13179 0.12788 -0.0421 0.8255 0.2538
-1.750 -0.2924 0.12961 0.12574 -0.0362 0.8156 0.2590
-1.500 -0.2743 0.12757 0.12368 -0.0385 0.8061 0.2785
-1.250 -0.2608 0.12618 0.12227 -0.0405 0.7996 0.2972
-1.000 -0.2517 0.12393 0.12001 -0.0409 0.7876 0.3171
-0.750 -0.2297 0.12307 0.11914 -0.0406 0.7828 0.3417
-0.500 -0.2196 0.12220 0.11819 -0.0450 0.7698 0.3769
-0.250 -0.2100 0.11991 0.11597 -0.0406 0.7640 0.4002
0.000 -0.2119 0.11824 0.11433 -0.0368 0.7563 0.4223
0.250 -0.2090 0.11633 0.11247 -0.0319 0.7470 0.4488
0.500 0.0798 0.10767 0.10171 -0.1151 0.7417 0.2120
0.750 0.0643 0.10555 0.09987 -0.1099 0.7295 0.2175
1.000 0.1613 0.10282 0.09574 -0.1257 0.7241 0.1471
1.250 0.2274 0.10464 0.09646 -0.1327 0.7211 0.1353
1.500 0.2215 0.10276 0.09454 -0.1303 0.7078 0.1343
1.750 0.2629 0.10386 0.09528 -0.1331 0.7031 0.1314
2.000 0.3115 0.10674 0.09768 -0.1364 0.7006 0.1311
2.250 0.2987 0.10479 0.09568 -0.1332 0.6872 0.1313
2.500 0.3373 0.10692 0.09742 -0.1350 0.6825 0.1368
2.750 0.3820 0.11055 0.10090 -0.1375 0.6802 0.1472
3.000 0.3638 0.10828 0.09864 -0.1339 0.6668 0.1482
3.250 0.3977 0.11051 0.10072 -0.1350 0.6626 0.1654
3.500 0.4429 0.11419 0.10450 -0.1377 0.6603 0.2150
3.750 0.4254 0.11238 0.10281 -0.1348 0.6483 0.2242
4.000 0.4471 0.11174 0.10413 -0.1322 0.6437 1.0000
4.250 0.4855 0.11638 0.10813 -0.1339 0.6406 1.0000
4.500 0.4690 0.11534 0.10707 -0.1314 0.6306 1.0000
4.750 0.4927 0.11791 0.10931 -0.1320 0.6245 1.0000
5.000 0.5270 0.12217 0.11321 -0.1336 0.6212 1.0000
5.250 0.5161 0.12204 0.11305 -0.1319 0.6131 1.0000
5.500 0.5341 0.12419 0.11501 -0.1321 0.6061 1.0000
5.750 0.5631 0.12781 0.11838 -0.1332 0.6022 1.0000
6.000 0.6016 0.13368 0.12398 -0.1352 0.6001 1.0000
6.250 0.5735 0.13075 0.12113 -0.1325 0.5890 1.0000
6.500 0.5973 0.13372 0.12393 -0.1331 0.5839 1.0000
6.750 0.6296 0.13845 0.12847 -0.1345 0.5811 1.0000
7.000 0.6152 0.13795 0.12799 -0.1332 0.5741 1.0000
7.250 0.6302 0.14003 0.12997 -0.1335 0.5671 1.0000
7.500 0.6566 0.14368 0.13348 -0.1343 0.5630 1.0000
7.750 0.6917 0.14963 0.13927 -0.1359 0.5609 1.0000
8.000 0.6660 0.14702 0.13675 -0.1344 0.5522 1.0000
8.250 0.6842 0.14961 0.13925 -0.1348 0.5464 1.0000
8.500 0.7124 0.15395 0.14350 -0.1358 0.5429 1.0000
8.750 0.7274 0.15781 0.14729 -0.1365 0.5405 1.0000
9.000 0.7158 0.15649 0.14601 -0.1360 0.5318 1.0000
9.250 0.7352 0.15940 0.14887 -0.1366 0.5266 1.0000
9.500 0.7638 0.16434 0.15374 -0.1376 0.5236 1.0000
9.750 0.7605 0.16538 0.15479 -0.1378 0.5200 1.0000
10.000 0.7641 0.16618 0.15560 -0.1381 0.5126 1.0000
10.250 0.7841 0.16940 0.15878 -0.1388 0.5079 1.0000
10.500 0.8135 0.17514 0.16448 -0.1398 0.5052 1.0000
10.750 0.8011 0.17429 0.16367 -0.1402 0.5007 1.0000
11.000 0.8108 0.17605 0.16544 -0.1408 0.4943 1.0000
11.250 0.8322 0.17978 0.16916 -0.1415 0.4902 1.0000
11.750 0.8431 0.18364 0.17304 -0.1432 0.4822 1.0000
12.000 0.8571 0.18616 0.17558 -0.1439 0.4769 1.0000
12.250 0.8810 0.19094 0.18036 -0.1447 0.4736 1.0000
12.500 0.8827 0.19255 0.18201 -0.1458 0.4708 1.0000
12.750 0.8862 0.19342 0.18290 -0.1467 0.4649 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to JN-153 AIRFOIL (jn153-il)