LISSAMAN 7769 AIRFOIL (l7769-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: LISSAMAN 7769 AIRFOIL (l7769-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 32.28 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-l7769-il-100000.txt Download as CSV file: xf-l7769-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: LISSAMAN 7769 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.4029 0.12258 0.11736 0.0116 0.6775 0.0920
-9.500 -0.4184 0.12262 0.11745 0.0061 0.6755 0.0931
-9.250 -0.4200 0.11936 0.11420 0.0033 0.6727 0.0937
-9.000 -0.3854 0.11235 0.10714 0.0065 0.6663 0.0955
-8.750 -0.3721 0.10894 0.10370 0.0063 0.6622 0.0974
-8.500 -0.3635 0.10603 0.10077 0.0054 0.6589 0.0996
-8.250 -0.3579 0.10331 0.09803 0.0037 0.6563 0.1023
-8.000 -0.3597 0.10122 0.09602 0.0002 0.6536 0.1053
-7.750 -0.3829 0.10085 0.09576 -0.0074 0.6521 0.1067
-7.500 -0.3795 0.09666 0.09160 -0.0112 0.6494 0.1075
-7.250 -0.3451 0.09148 0.08636 -0.0047 0.6446 0.1100
-7.000 -0.3340 0.08877 0.08362 -0.0047 0.6417 0.1127
-6.750 -0.3286 0.08617 0.08104 -0.0067 0.6388 0.1160
-6.500 -0.3366 0.08469 0.07944 -0.0213 0.6372 0.1214
-6.250 -0.3233 0.07973 0.07453 -0.0218 0.6339 0.1225
-6.000 -0.3063 0.07618 0.07103 -0.0194 0.6305 0.1241
-5.750 -0.2909 0.07340 0.06824 -0.0191 0.6278 0.1267
-5.500 -0.2763 0.07066 0.06543 -0.0210 0.6255 0.1309
-5.250 -0.2604 0.06742 0.06186 -0.0300 0.6237 0.1379
-5.000 -0.2424 0.06402 0.05862 -0.0292 0.6206 0.1399
-4.750 -0.2234 0.06161 0.05623 -0.0294 0.6173 0.1445
-4.500 -0.2011 0.05875 0.05306 -0.0344 0.6144 0.1542
-4.250 -0.1827 0.05610 0.05046 -0.0337 0.6116 0.1575
-4.000 -0.1577 0.05424 0.04817 -0.0371 0.6093 0.1693
-3.750 -0.1376 0.05134 0.04538 -0.0370 0.6070 0.1721
-3.500 -0.1103 0.04975 0.04353 -0.0396 0.6043 0.1854
-3.250 -0.0881 0.04719 0.04108 -0.0400 0.6018 0.1893
-3.000 -0.0439 0.04119 0.03385 -0.0439 0.5996 0.1202
-2.750 -0.0185 0.03879 0.03132 -0.0443 0.5970 0.1163
-2.500 0.0117 0.03562 0.02724 -0.0442 0.5946 0.1063
-2.250 0.0379 0.03406 0.02530 -0.0438 0.5925 0.1064
-2.000 0.0666 0.03277 0.02382 -0.0447 0.5898 0.1082
-1.750 0.0943 0.03251 0.02368 -0.0457 0.5874 0.1136
-1.500 0.1234 0.03205 0.02293 -0.0462 0.5852 0.1201
-1.250 0.1510 0.03147 0.02231 -0.0467 0.5829 0.1267
-1.000 0.1783 0.03112 0.02178 -0.0466 0.5804 0.1394
-0.750 0.2042 0.03080 0.02144 -0.0463 0.5780 0.1573
-0.500 0.2296 0.03065 0.02124 -0.0457 0.5761 0.1777
-0.250 0.2571 0.03115 0.02179 -0.0472 0.5742 0.1996
0.000 0.2837 0.03155 0.02240 -0.0487 0.5724 0.2195
0.250 0.3097 0.03207 0.02304 -0.0499 0.5698 0.2353
0.500 0.3349 0.03260 0.02367 -0.0506 0.5673 0.2497
0.750 0.3594 0.03323 0.02446 -0.0514 0.5659 0.2671
1.000 0.3836 0.03382 0.02520 -0.0519 0.5642 0.2887
1.250 0.4081 0.03393 0.02558 -0.0514 0.5618 0.3432
1.500 0.4544 0.03307 0.02619 -0.0541 0.5587 1.0000
1.750 0.4762 0.03509 0.02814 -0.0564 0.5574 1.0000
2.000 0.4950 0.03722 0.03022 -0.0587 0.5552 1.0000
2.250 0.5121 0.03932 0.03228 -0.0604 0.5540 1.0000
2.500 0.5272 0.04141 0.03433 -0.0617 0.5523 1.0000
2.750 0.5398 0.04364 0.03652 -0.0629 0.5514 1.0000
3.000 0.5407 0.04753 0.04044 -0.0660 0.5637 1.0000
3.250 0.5588 0.04919 0.04204 -0.0657 0.5619 1.0000
3.500 0.5756 0.05112 0.04392 -0.0656 0.5609 1.0000
3.750 0.5929 0.05322 0.04599 -0.0656 0.5601 1.0000
4.000 0.5482 0.05800 0.05080 -0.0663 0.5777 1.0000
4.250 0.5458 0.05934 0.05210 -0.0645 0.5648 1.0000
4.500 0.6091 0.06117 0.05389 -0.0657 0.5595 1.0000
4.750 0.6148 0.05889 0.05150 -0.0605 0.5166 1.0000
5.000 0.6227 0.06120 0.05380 -0.0603 0.5148 1.0000
5.250 0.6197 0.06423 0.05684 -0.0604 0.5151 1.0000
5.500 0.7554 0.05483 0.04731 -0.0537 0.4777 1.0000
5.750 0.7288 0.05910 0.05160 -0.0548 0.4650 1.0000
6.000 0.7374 0.06067 0.05316 -0.0538 0.4559 1.0000
6.250 0.7641 0.06095 0.05345 -0.0527 0.4483 1.0000
6.500 0.8152 0.05962 0.05216 -0.0510 0.4444 1.0000
6.750 0.8005 0.06260 0.05514 -0.0507 0.4320 1.0000
7.000 0.8557 0.06076 0.05334 -0.0489 0.4291 1.0000
7.250 0.8390 0.06391 0.05649 -0.0485 0.4160 1.0000
7.500 0.8314 0.06671 0.05931 -0.0482 0.4038 1.0000
7.750 0.8792 0.06478 0.05744 -0.0463 0.4003 1.0000
8.000 0.8698 0.06785 0.06052 -0.0462 0.3877 1.0000
8.250 0.9185 0.06548 0.05823 -0.0440 0.3849 1.0000
8.500 0.9072 0.06891 0.06167 -0.0443 0.3722 1.0000
8.750 0.9371 0.06828 0.06111 -0.0427 0.3671 1.0000
9.000 0.9419 0.07014 0.06301 -0.0424 0.3569 1.0000
9.250 0.9896 0.06721 0.06020 -0.0400 0.3549 1.0000
9.500 0.9764 0.07121 0.06422 -0.0406 0.3420 1.0000
9.750 1.0164 0.06889 0.06199 -0.0384 0.3388 1.0000
10.000 1.0103 0.07221 0.06535 -0.0389 0.3272 1.0000
10.250 1.0526 0.06933 0.06260 -0.0365 0.3245 1.0000
10.500 1.0440 0.07310 0.06640 -0.0371 0.3127 1.0000
10.750 1.0884 0.06952 0.06295 -0.0345 0.3101 1.0000
11.000 1.1556 0.06245 0.05608 -0.0305 0.3109 1.0000
11.250 1.2383 0.05349 0.04735 -0.0260 0.3111 1.0000
11.500 1.0534 0.08366 0.07717 -0.0377 0.2767 1.0000
11.750 1.1406 0.07262 0.06637 -0.0319 0.2796 1.0000
12.000 1.2141 0.06416 0.05813 -0.0274 0.2781 1.0000
12.250 1.3804 0.04276 0.03657 -0.0182 0.2554 1.0000
12.500 1.3787 0.04519 0.03897 -0.0181 0.2428 1.0000
12.750 1.3797 0.04737 0.04111 -0.0179 0.2308 1.0000
13.000 1.3821 0.04939 0.04308 -0.0175 0.2192 1.0000
13.250 1.3845 0.05140 0.04502 -0.0172 0.2075 1.0000
13.500 1.3793 0.05441 0.04804 -0.0176 0.1968 1.0000
13.750 1.3688 0.05825 0.05195 -0.0184 0.1871 1.0000
14.000 1.3627 0.06148 0.05517 -0.0189 0.1764 1.0000
14.250 1.3554 0.06485 0.05849 -0.0196 0.1650 1.0000
14.500 1.3413 0.06930 0.06299 -0.0210 0.1539 1.0000
14.750 1.3263 0.07428 0.06799 -0.0228 0.1416 1.0000
15.000 1.3121 0.07927 0.07288 -0.0245 0.1272 1.0000
15.250 1.3000 0.08407 0.07747 -0.0260 0.1121 1.0000
15.500 1.2875 0.08922 0.08253 -0.0277 0.0989 1.0000
15.750 1.2824 0.09324 0.08640 -0.0287 0.0882 1.0000
16.000 1.2766 0.09780 0.09108 -0.0301 0.0811 1.0000
16.250 1.2786 0.10080 0.09400 -0.0305 0.0751 1.0000
16.500 1.2782 0.10447 0.09775 -0.0316 0.0703 1.0000
16.750 1.2885 0.10602 0.09918 -0.0310 0.0660 1.0000
17.000 1.2882 0.10991 0.10328 -0.0320 0.0635 1.0000
17.250 1.2908 0.11319 0.10666 -0.0328 0.0610 1.0000
17.500 1.3111 0.11300 0.10626 -0.0310 0.0575 1.0000
17.750 1.3024 0.11856 0.11209 -0.0335 0.0566 1.0000
18.000 1.2915 0.12463 0.11842 -0.0365 0.0556 1.0000
18.250 1.2785 0.13130 0.12532 -0.0399 0.0548 1.0000
18.500 1.2604 0.13922 0.13350 -0.0444 0.0546 1.0000
18.750 1.2305 0.15018 0.14473 -0.0512 0.0550 1.0000
19.000 1.1850 0.16591 0.16071 -0.0612 0.0566 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LISSAMAN 7769 AIRFOIL (l7769-il)