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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LISSAMAN 7769 AIRFOIL (l7769-il)