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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: LISSAMAN 7769 AIRFOIL (l7769-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.64 at α=6°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-l7769-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-l7769-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.4055   0.13570   0.13030   0.0125   1.0000   0.1488
 -10.500  -0.4085   0.13505   0.12975   0.0075   1.0000   0.1518
 -10.250  -0.3985   0.13097   0.12576   0.0038   1.0000   0.1535
 -10.000  -0.3678   0.12474   0.11934   0.0027   0.8866   0.1593
  -9.750  -0.3610   0.12238   0.11685   0.0001   0.8663   0.1650
  -9.500  -0.3732   0.12294   0.11738  -0.0044   0.8548   0.1678
  -9.250  -0.3473   0.11638   0.11070  -0.0036   0.8410   0.1716
  -9.000  -0.3336   0.11302   0.10725  -0.0045   0.8307   0.1769
  -8.750  -0.3357   0.11174   0.10597  -0.0076   0.8233   0.1825
  -8.500  -0.3367   0.10954   0.10383  -0.0109   0.8170   0.1851
  -8.250  -0.3095   0.10436   0.09856  -0.0099   0.8087   0.1911
  -8.000  -0.3086   0.10266   0.09687  -0.0126   0.8031   0.1980
  -7.750  -0.3050   0.09977   0.09405  -0.0154   0.7973   0.2022
  -7.500  -0.2859   0.09627   0.09050  -0.0152   0.7908   0.2114
  -7.000  -0.2705   0.09095   0.08525  -0.0187   0.7808   0.2283
  -6.750  -0.2736   0.08893   0.08330  -0.0219   0.7769   0.2355
  -6.500  -0.2633   0.08657   0.08093  -0.0230   0.7729   0.2477
  -6.250  -0.2463   0.08311   0.07750  -0.0236   0.7687   0.2568
  -6.000  -0.2401   0.08071   0.07514  -0.0267   0.7648   0.2700
  -5.750  -0.2316   0.07838   0.07284  -0.0287   0.7609   0.2857
  -5.500  -0.2202   0.07595   0.07039  -0.0289   0.7570   0.3030
  -5.250  -0.2038   0.07339   0.06785  -0.0283   0.7534   0.3232
  -5.000  -0.1942   0.07141   0.06593  -0.0292   0.7501   0.3540
  -4.750  -0.1769   0.06918   0.06375  -0.0266   0.7470   0.3905
  -4.500  -0.1629   0.06742   0.06203  -0.0228   0.7439   0.4411
  -4.250  -0.1422   0.06559   0.06023  -0.0168   0.7407   0.5024
  -4.000   0.1930   0.04590   0.03990  -0.0388   0.7266   1.0000
  -3.750   0.2081   0.04468   0.03868  -0.0409   0.7245   1.0000
  -3.500   0.1641   0.04764   0.04178  -0.0304   0.7243   0.9574
  -3.250   0.0928   0.05134   0.04569  -0.0185   0.7250   0.8708
  -3.000   0.0290   0.05314   0.04771  -0.0141   0.7257   0.7695
  -2.750   0.0243   0.04827   0.04050  -0.0721   0.7280   0.2128
  -2.500   0.0525   0.04672   0.03841  -0.0737   0.7261   0.1976
  -2.250   0.0775   0.04539   0.03680  -0.0744   0.7242   0.1924
  -2.000   0.1027   0.04452   0.03556  -0.0749   0.7225   0.1921
  -1.750   0.1259   0.04411   0.03482  -0.0759   0.7223   0.1970
  -1.500   0.1489   0.04370   0.03410  -0.0767   0.7226   0.2019
  -1.250   0.1673   0.04354   0.03387  -0.0775   0.7233   0.2101
  -1.000   0.1811   0.04373   0.03390  -0.0780   0.7251   0.2204
  -0.750   0.1872   0.04439   0.03446  -0.0781   0.7303   0.2303
  -0.500   0.2011   0.04477   0.03477  -0.0781   0.7354   0.2468
  -0.250   0.1903   0.04585   0.03581  -0.0763   0.7493   0.2522
   0.000   0.1813   0.04682   0.03680  -0.0743   0.7681   0.2599
   0.250  -0.0960   0.04585   0.03665  -0.0388   1.0000   0.1869
   0.500  -0.0756   0.04557   0.03621  -0.0390   1.0000   0.1938
   0.750  -0.0525   0.04558   0.03577  -0.0393   1.0000   0.2000
   1.000  -0.0325   0.04528   0.03545  -0.0394   1.0000   0.2105
   1.250  -0.0118   0.04529   0.03531  -0.0395   1.0000   0.2256
   1.500   0.0109   0.04558   0.03541  -0.0399   1.0000   0.2468
   1.750   0.0354   0.04601   0.03580  -0.0409   1.0000   0.2740
   2.000   0.0592   0.04667   0.03640  -0.0416   1.0000   0.3016
   2.250   0.0827   0.04740   0.03723  -0.0424   1.0000   0.3301
   3.000   0.2306   0.05364   0.04472  -0.0592   0.9405   1.0000
   3.250   0.2748   0.05658   0.04731  -0.0634   0.9073   1.0000
   3.500   0.3096   0.05898   0.04949  -0.0656   0.8757   1.0000
   3.750   0.3424   0.06162   0.05193  -0.0675   0.8508   1.0000
   4.000   0.3724   0.06387   0.05404  -0.0688   0.8243   1.0000
   4.250   0.4079   0.06706   0.05710  -0.0709   0.8048   1.0000
   4.500   0.4183   0.06807   0.05804  -0.0693   0.7790   1.0000
   4.750   0.4441   0.07048   0.06037  -0.0699   0.7593   1.0000
   5.000   0.4691   0.07301   0.06283  -0.0705   0.7413   1.0000
   5.250   0.4932   0.07561   0.06539  -0.0710   0.7238   1.0000
   5.500   0.5146   0.07812   0.06786  -0.0711   0.7069   1.0000
   5.750   0.5322   0.08038   0.07009  -0.0708   0.6905   1.0000
   6.000   0.5492   0.08268   0.07237  -0.0705   0.6741   1.0000
   6.250   0.5628   0.08478   0.07446  -0.0700   0.6582   1.0000
   6.500   0.5728   0.08673   0.07641  -0.0693   0.6429   1.0000
   6.750   0.5828   0.08882   0.07850  -0.0686   0.6280   1.0000
   7.000   0.5926   0.09104   0.08073  -0.0681   0.6138   1.0000
   7.250   0.6033   0.09353   0.08323  -0.0678   0.6011   1.0000
   7.500   0.6271   0.09705   0.08679  -0.0685   0.5906   1.0000
   7.750   0.6467   0.09992   0.08969  -0.0686   0.5768   1.0000
   8.000   0.6438   0.10144   0.09122  -0.0676   0.5636   1.0000
   8.250   0.6493   0.10393   0.09374  -0.0674   0.5522   1.0000
   8.500   0.6789   0.10826   0.09812  -0.0682   0.5426   1.0000
   8.750   0.6805   0.10993   0.09985  -0.0677   0.5293   1.0000
   9.000   0.6794   0.11223   0.10217  -0.0674   0.5183   1.0000
   9.250   0.7125   0.11714   0.10715  -0.0683   0.5098   1.0000
   9.500   0.7033   0.11822   0.10826  -0.0678   0.4976   1.0000
   9.750   0.7086   0.12131   0.11140  -0.0681   0.4893   1.0000
  10.000   0.7308   0.12498   0.11516  -0.0684   0.4787   1.0000
  10.250   0.7226   0.12722   0.11743  -0.0687   0.4712   1.0000
  10.500   0.7547   0.13201   0.12231  -0.0692   0.4615   1.0000
  10.750   0.7380   0.13325   0.12356  -0.0695   0.4533   1.0000
  11.000   0.7661   0.13801   0.12842  -0.0700   0.4458   1.0000
<< Back to LISSAMAN 7769 AIRFOIL (l7769-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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