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

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
<< Back to LISSAMAN 7769 AIRFOIL (l7769-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to LISSAMAN 7769 AIRFOIL (l7769-il)