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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to JN-153 AIRFOIL (jn153-il)