Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

Joukovsky f=0% t=21% (joukowsk0021-jf) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Joukovsky f=0% t=21% (joukowsk0021-jf)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 2.52 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-joukowsk0021-jf-50000.txt
Download as CSV file: xf-joukowsk0021-jf-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Joukovsky f=0% t=21%                            
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.3563   0.14161   0.13296   0.0155   1.0000   0.3962
 -11.250  -0.3173   0.13544   0.12680   0.0145   1.0000   0.4022
 -11.000  -0.3114   0.13372   0.12511   0.0138   1.0000   0.4126
 -10.750  -0.3142   0.13167   0.12308   0.0130   1.0000   0.4179
 -10.500  -0.2827   0.12717   0.11860   0.0120   1.0000   0.4255
 -10.250  -0.3022   0.12815   0.11961   0.0120   1.0000   0.4363
 -10.000  -0.2704   0.12237   0.11387   0.0105   1.0000   0.4412
  -9.750  -0.2501   0.11944   0.11097   0.0097   1.0000   0.4510
  -9.500  -0.2710   0.11961   0.11117   0.0098   1.0000   0.4591
  -9.250  -0.2281   0.11399   0.10559   0.0080   1.0000   0.4663
  -9.000  -0.2412   0.11438   0.10601   0.0084   1.0000   0.4789
  -8.750  -0.2147   0.10956   0.10125   0.0067   1.0000   0.4837
  -8.500  -0.1913   0.10669   0.09844   0.0056   1.0000   0.4948
  -8.250  -0.2064   0.10626   0.09807   0.0058   1.0000   0.5032
  -8.000  -0.1652   0.10153   0.09341   0.0035   1.0000   0.5115
  -7.750  -0.1909   0.10306   0.09501   0.0048   1.0000   0.5239
  -7.500  -0.1443   0.09725   0.08929   0.0016   1.0000   0.5304
  -7.250  -0.1391   0.09640   0.08854   0.0013   1.0000   0.5438
  -7.000  -0.1437   0.09519   0.08745   0.0017   1.0000   0.5494
  -6.750  -0.1433   0.09486   0.08726   0.0042   1.0000   0.5558
  -6.500  -0.1721   0.09681   0.08933   0.0093   1.0000   0.5640
  -6.250  -0.1786   0.09596   0.08849   0.0077   0.9910   0.5716
  -6.000  -0.2562   0.08572   0.07799  -0.0018   0.9780   0.4796
  -5.750  -0.1841   0.08350   0.07573  -0.0092   0.9643   0.5007
  -5.500  -0.1518   0.07922   0.07137  -0.0165   0.9513   0.5003
  -5.250  -0.0620   0.07864   0.07082  -0.0232   0.9385   0.5455
  -5.000  -0.0137   0.07426   0.06635  -0.0308   0.9249   0.5415
  -4.750   0.0128   0.07097   0.06298  -0.0357   0.9105   0.5387
  -4.500   0.0223   0.06880   0.06075  -0.0373   0.8935   0.5390
  -4.250   0.0239   0.06705   0.05896  -0.0375   0.8767   0.5407
  -4.000   0.0160   0.06551   0.05738  -0.0367   0.8612   0.5433
  -3.750   0.0287   0.06420   0.05604  -0.0363   0.8468   0.5507
  -3.500   0.0566   0.06337   0.05519  -0.0362   0.8314   0.5593
  -3.250   0.0468   0.06243   0.05424  -0.0344   0.8168   0.5642
  -3.000   0.0169   0.06069   0.05243  -0.0313   0.8067   0.5690
  -2.750   0.0680   0.06076   0.05254  -0.0319   0.7899   0.5792
  -2.500   0.0642   0.06008   0.05185  -0.0298   0.7775   0.5861
  -2.250   0.0215   0.05890   0.05065  -0.0251   0.7669   0.5916
  -2.000   0.0717   0.05891   0.05068  -0.0261   0.7528   0.6014
  -1.750   0.0710   0.05819   0.04994  -0.0236   0.7417   0.6096
  -1.500  -0.0077   0.05695   0.04865  -0.0154   0.7352   0.6163
  -1.250   0.0685   0.05759   0.04936  -0.0186   0.7190   0.6256
  -1.000   0.0526   0.05713   0.04886  -0.0145   0.7104   0.6343
  -0.750  -0.0435   0.05646   0.04819  -0.0050   0.7015   0.6415
  -0.500   0.0715   0.05646   0.04817  -0.0104   0.6898   0.6531
  -0.250  -0.0102   0.05699   0.04875  -0.0020   0.6796   0.6598
   0.000   0.0007   0.05654   0.04828   0.0000   0.6699   0.6700
   0.250   0.0102   0.05699   0.04875   0.0020   0.6599   0.6796
   0.500  -0.0716   0.05646   0.04817   0.0104   0.6532   0.6898
   0.750   0.0442   0.05644   0.04817   0.0050   0.6414   0.7016
   1.000  -0.0525   0.05713   0.04886   0.0145   0.6342   0.7104
   1.250  -0.0696   0.05759   0.04936   0.0187   0.6258   0.7190
   1.500   0.0064   0.05698   0.04867   0.0155   0.6162   0.7351
   1.750  -0.0710   0.05819   0.04994   0.0236   0.6096   0.7417
   2.000  -0.0709   0.05888   0.05065   0.0261   0.6012   0.7529
   2.250  -0.0212   0.05889   0.05064   0.0250   0.5916   0.7669
   2.500  -0.0640   0.06006   0.05183   0.0298   0.5861   0.7776
   2.750  -0.0676   0.06074   0.05253   0.0319   0.5791   0.7899
   3.000  -0.0165   0.06068   0.05241   0.0312   0.5690   0.8069
   3.250  -0.0465   0.06241   0.05422   0.0344   0.5642   0.8168
   3.500  -0.0564   0.06337   0.05519   0.0361   0.5595   0.8314
   3.750  -0.1807   0.06890   0.06098   0.0351   0.6970   0.8366
   4.000  -0.1426   0.07217   0.06426   0.0332   0.6886   0.8548
   4.250  -0.1587   0.07093   0.06304   0.0366   0.6789   0.8708
   4.500  -0.1057   0.07484   0.06700   0.0331   0.6654   0.8903
   4.750  -0.1145   0.07429   0.06650   0.0343   0.6564   0.9055
   5.000  -0.0487   0.07887   0.07114   0.0276   0.6417   0.9237
   5.250  -0.0410   0.07945   0.07177   0.0252   0.6289   0.9378
   5.500   0.0448   0.08605   0.07842   0.0141   0.6163   0.9517
   5.750   0.0635   0.08692   0.07935   0.0095   0.5993   0.9642
   6.000   0.1123   0.09135   0.08382   0.0014   0.5893   0.9774
   6.250   0.1812   0.09606   0.08860  -0.0081   0.5715   0.9914
   6.500   0.1719   0.09671   0.08922  -0.0093   0.5642   1.0000
   6.750   0.1421   0.09470   0.08710  -0.0041   0.5561   1.0000
   7.000   0.1441   0.09515   0.08740  -0.0018   0.5494   1.0000
   7.250   0.1391   0.09632   0.08845  -0.0014   0.5437   1.0000
   7.500   0.1448   0.09722   0.08926  -0.0017   0.5305   1.0000
   7.750   0.1917   0.10307   0.09501  -0.0049   0.5239   1.0000
   8.000   0.1659   0.10152   0.09340  -0.0037   0.5115   1.0000
   8.250   0.2067   0.10619   0.09799  -0.0059   0.5032   1.0000
   8.500   0.1921   0.10667   0.09841  -0.0057   0.4947   1.0000
   8.750   0.2154   0.10954   0.10123  -0.0068   0.4838   1.0000
   9.000   0.2414   0.11431   0.10594  -0.0085   0.4788   1.0000
   9.250   0.2293   0.11400   0.10559  -0.0081   0.4661   1.0000
   9.500   0.2723   0.11965   0.11122  -0.0099   0.4591   1.0000
   9.750   0.2510   0.11943   0.11095  -0.0098   0.4509   1.0000
  10.000   0.2719   0.12241   0.11390  -0.0106   0.4410   1.0000
  10.250   0.3031   0.12814   0.11959  -0.0121   0.4363   1.0000
  10.500   0.2838   0.12719   0.11862  -0.0121   0.4254   1.0000
  10.750   0.3150   0.13165   0.12306  -0.0131   0.4180   1.0000
  11.000   0.3121   0.13369   0.12507  -0.0139   0.4125   1.0000
  11.250   0.3183   0.13545   0.12681  -0.0146   0.4022   1.0000
  11.500   0.3573   0.14162   0.13297  -0.0157   0.3963   1.0000
<< Back to Joukovsky f=0% t=21% (joukowsk0021-jf)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Joukovsky f=0% t=21% (joukowsk0021-jf)