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

Polar data table (+)

Polar graphs


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