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=5


Details Polar file
Airfoil: JN-153 AIRFOIL (jn153-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.54 at α=4°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-jn153-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-jn153-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.000  -0.0039   0.16098   0.15222  -0.0677   0.6046   0.0709
 -13.750   0.0015   0.15961   0.15089  -0.0698   0.6040   0.0717
 -13.500   0.0052   0.15856   0.14988  -0.0720   0.6035   0.0721
 -13.250   0.0238   0.15347   0.14481  -0.0726   0.6026   0.0732
 -13.000   0.0362   0.15041   0.14175  -0.0735   0.6019   0.0748
 -12.750   0.0462   0.14795   0.13930  -0.0746   0.6013   0.0765
 -12.500   0.0548   0.14574   0.13710  -0.0759   0.6008   0.0783
 -12.250   0.0609   0.14401   0.13539  -0.0776   0.6002   0.0803
 -12.000   0.0629   0.14308   0.13450  -0.0796   0.5998   0.0813
 -11.750   0.0632   0.14240   0.13389  -0.0816   0.5992   0.0817
 -11.500   0.0848   0.13710   0.12863  -0.0818   0.5983   0.0831
 -11.250   0.0979   0.13412   0.12570  -0.0826   0.5973   0.0850
 -11.000   0.1075   0.13181   0.12344  -0.0836   0.5964   0.0872
 -10.750   0.1147   0.12989   0.12157  -0.0849   0.5955   0.0896
 -10.500   0.1160   0.12889   0.12064  -0.0868   0.5949   0.0918
 -10.250   0.1138   0.12848   0.12030  -0.0889   0.5942   0.0926
 -10.000   0.1265   0.12500   0.11689  -0.0895   0.5935   0.0936
  -9.750   0.1439   0.12148   0.11339  -0.0895   0.5927   0.0956
  -9.500   0.1541   0.11917   0.11113  -0.0901   0.5921   0.0983
  -9.250   0.1603   0.11746   0.10948  -0.0911   0.5915   0.1014
  -9.000   0.1565   0.11712   0.10923  -0.0929   0.5909   0.1046
  -8.750   0.1485   0.11712   0.10934  -0.0951   0.5902   0.1055
  -8.500   0.1757   0.11201   0.10423  -0.0937   0.5890   0.1085
  -8.250   0.1864   0.10992   0.10217  -0.0938   0.5879   0.1129
  -8.000   0.1876   0.10884   0.10116  -0.0947   0.5870   0.1171
  -7.750   0.1745   0.10933   0.10178  -0.0969   0.5862   0.1195
  -7.250   0.2055   0.10326   0.09576  -0.0957   0.5846   0.1259
  -7.000   0.2092   0.10192   0.09448  -0.0959   0.5838   0.1307
  -6.750   0.1865   0.10313   0.09584  -0.0974   0.5831   0.1354
  -6.500   0.1727   0.10319   0.09603  -0.0981   0.5822   0.1362
  -6.250   0.2085   0.09785   0.09060  -0.0962   0.5811   0.1394
  -6.000   0.2152   0.09622   0.08898  -0.0955   0.5801   0.1422
  -5.750   0.2112   0.09576   0.08867  -0.0945   0.5789   0.1446
  -5.500   0.2024   0.09564   0.08871  -0.0937   0.5778   0.1478
  -5.250   0.1722   0.09740   0.09070  -0.0984   0.5765   0.1540
  -5.000   0.1723   0.09610   0.08952  -0.0954   0.5746   0.1551
  -4.500   0.1626   0.08877   0.08213  -0.1025   0.5709   0.0713
  -4.000   0.1547   0.08592   0.07930  -0.1045   0.5673   0.0629
  -3.750   0.1571   0.08475   0.07812  -0.1044   0.5653   0.0612
  -3.500   0.1762   0.07987   0.07290  -0.1118   0.5636   0.0561
  -3.250   0.1947   0.07773   0.07064  -0.1135   0.5621   0.0550
  -3.000   0.2212   0.07483   0.06746  -0.1173   0.5609   0.0536
  -2.750   0.1489   0.08096   0.07403  -0.1085   0.5551   0.0545
  -2.500   0.1418   0.08119   0.07422  -0.1082   0.5513   0.0539
  -2.250   0.1605   0.07948   0.07225  -0.1114   0.5488   0.0527
  -2.000   0.1947   0.07681   0.06907  -0.1164   0.5466   0.0513
  -1.750   0.2354   0.07428   0.06591  -0.1210   0.5447   0.0504
  -1.500   0.2723   0.07282   0.06407  -0.1236   0.5430   0.0516
  -1.250   0.3134   0.07143   0.06221  -0.1261   0.5416   0.0536
  -1.000   0.2823   0.07489   0.06579  -0.1240   0.5357   0.0531
  -0.750   0.2965   0.07543   0.06605  -0.1247   0.5321   0.0543
  -0.500   0.3208   0.07539   0.06558  -0.1257   0.5291   0.0557
  -0.250   0.3488   0.07519   0.06502  -0.1265   0.5266   0.0568
   0.000   0.3775   0.07503   0.06468  -0.1268   0.5246   0.0582
   0.250   0.4086   0.07496   0.06437  -0.1271   0.5230   0.0607
   0.500   0.3925   0.07772   0.06715  -0.1260   0.5173   0.0609
   0.750   0.4029   0.07892   0.06814  -0.1256   0.5132   0.0637
   1.000   0.4217   0.07965   0.06886  -0.1256   0.5101   0.0677
   1.250   0.4459   0.08031   0.06929  -0.1255   0.5078   0.0722
   1.500   0.4742   0.08086   0.06972  -0.1258   0.5060   0.0797
   1.750   0.4787   0.08276   0.07160  -0.1256   0.5017   0.0847
   2.000   0.4823   0.08466   0.07345  -0.1253   0.4967   0.0915
   2.250   0.5023   0.08578   0.07456  -0.1258   0.4934   0.1078
   2.500   0.5311   0.08642   0.07556  -0.1273   0.4910   0.1761
   2.750   0.5463   0.08527   0.07663  -0.1247   0.4894   0.7637
   3.250   0.5479   0.08935   0.08044  -0.1230   0.4801   1.0000
   3.500   0.5660   0.09101   0.08179  -0.1231   0.4768   1.0000
   3.750   0.5885   0.09256   0.08303  -0.1232   0.4745   1.0000
   4.000   0.6150   0.09399   0.08417  -0.1234   0.4728   1.0000
   4.250   0.6017   0.09717   0.08736  -0.1231   0.4665   1.0000
   4.500   0.6161   0.09902   0.08903  -0.1231   0.4628   1.0000
   4.750   0.6379   0.10056   0.09035  -0.1232   0.4601   1.0000
   5.000   0.6634   0.10203   0.09160  -0.1233   0.4583   1.0000
   5.250   0.6516   0.10526   0.09487  -0.1232   0.4526   1.0000
   5.500   0.6650   0.10718   0.09666  -0.1232   0.4488   1.0000
   5.750   0.6867   0.10872   0.09803  -0.1233   0.4461   1.0000
   6.000   0.6966   0.11091   0.10014  -0.1233   0.4426   1.0000
   6.250   0.6988   0.11348   0.10268  -0.1234   0.4380   1.0000
   6.500   0.7153   0.11525   0.10435  -0.1235   0.4347   1.0000
   6.750   0.7393   0.11666   0.10562  -0.1236   0.4322   1.0000
   7.000   0.7353   0.11957   0.10854  -0.1237   0.4270   1.0000
   7.250   0.7479   0.12161   0.11052  -0.1239   0.4234   1.0000
   7.500   0.7692   0.12311   0.11192  -0.1239   0.4206   1.0000
   7.750   0.7716   0.12567   0.11448  -0.1242   0.4156   1.0000
   8.000   0.7830   0.12778   0.11655  -0.1244   0.4117   1.0000
   8.250   0.8024   0.12941   0.11811  -0.1245   0.4089   1.0000
   8.500   0.8079   0.13184   0.12053  -0.1248   0.4041   1.0000
   8.750   0.8182   0.13397   0.12264  -0.1251   0.3997   1.0000
   9.000   0.8378   0.13551   0.12414  -0.1252   0.3967   1.0000
   9.250   0.8446   0.13795   0.12658  -0.1256   0.3922   1.0000
   9.500   0.8534   0.14018   0.12881  -0.1260   0.3873   1.0000
   9.750   0.8728   0.14166   0.13025  -0.1261   0.3841   1.0000
  10.000   0.8812   0.14398   0.13259  -0.1265   0.3797   1.0000
  10.250   0.8881   0.14641   0.13504  -0.1271   0.3745   1.0000
  10.500   0.9070   0.14787   0.13648  -0.1272   0.3711   1.0000
  10.750   0.9176   0.15001   0.13863  -0.1277   0.3667   1.0000
  11.000   0.9228   0.15262   0.14128  -0.1284   0.3613   1.0000
  11.250   0.9407   0.15413   0.14279  -0.1286   0.3578   1.0000
  11.500   0.9545   0.15599   0.14466  -0.1290   0.3539   1.0000
  11.750   0.9569   0.15883   0.14755  -0.1299   0.3478   1.0000
  12.000   0.9738   0.16041   0.14914  -0.1302   0.3443   1.0000
  12.250   0.9969   0.16144   0.15017  -0.1301   0.3419   1.0000
  12.500   0.9899   0.16514   0.15395  -0.1317   0.3342   1.0000
  12.750   1.0063   0.16670   0.15555  -0.1320   0.3305   1.0000
  13.000   1.0284   0.16775   0.15662  -0.1320   0.3281   1.0000
  13.250   1.0218   0.17160   0.16054  -0.1338   0.3207   1.0000
  13.500   1.0372   0.17318   0.16215  -0.1342   0.3167   1.0000
  13.750   1.0587   0.17418   0.16321  -0.1342   0.3142   1.0000
  14.000   1.0530   0.17812   0.16722  -0.1361   0.3072   1.0000
  14.250   1.0663   0.17989   0.16904  -0.1367   0.3031   1.0000
  14.500   1.0867   0.18091   0.17009  -0.1368   0.3004   1.0000
  14.750   1.0835   0.18466   0.17392  -0.1387   0.2941   1.0000
  15.000   1.0934   0.18692   0.17624  -0.1397   0.2900   1.0000
  15.250   1.1112   0.18819   0.17758  -0.1399   0.2870   1.0000
  15.500   1.1148   0.19115   0.18061  -0.1415   0.2819   1.0000
  15.750   1.1203   0.19391   0.18344  -0.1429   0.2770   1.0000
  16.000   1.1347   0.19563   0.18523  -0.1435   0.2739   1.0000
  16.250   1.1543   0.19669   0.18637  -0.1436   0.2717   1.0000
  16.500   1.1462   0.20117   0.19094  -0.1464   0.2650   1.0000
  16.750   1.1578   0.20313   0.19297  -0.1473   0.2613   1.0000
  17.000   1.1744   0.20451   0.19442  -0.1477   0.2588   1.0000
  17.250   1.1756   0.20799   0.19799  -0.1498   0.2544   1.0000
  17.500   1.1797   0.21095   0.20104  -0.1516   0.2496   1.0000
  17.750   1.1935   0.21256   0.20273  -0.1523   0.2464   1.0000
  18.000   1.2119   0.21363   0.20390  -0.1525   0.2442   1.0000
  18.250   1.2044   0.21833   0.20867  -0.1558   0.2387   1.0000
  18.500   1.2128   0.22065   0.21109  -0.1571   0.2347   1.0000
<< Back to JN-153 AIRFOIL (jn153-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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