LISSAMAN 7769 AIRFOIL (l7769-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: LISSAMAN 7769 AIRFOIL (l7769-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.4 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-l7769-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-l7769-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3749 0.11056 0.10331 0.0053 0.6451 0.1247
-8.250 -0.3787 0.10846 0.10127 0.0015 0.6421 0.1260
-8.000 -0.3832 0.10615 0.09904 -0.0023 0.6388 0.1264
-7.750 -0.3610 0.10107 0.09394 -0.0013 0.6342 0.1283
-7.500 -0.3449 0.09758 0.09041 -0.0010 0.6304 0.1315
-7.250 -0.3386 0.09470 0.08752 -0.0023 0.6275 0.1336
-7.000 -0.3341 0.09180 0.08468 -0.0046 0.6242 0.1344
-6.500 -0.3306 0.07902 0.07165 -0.0222 0.6200 0.0851
-6.250 -0.3152 0.07593 0.06856 -0.0223 0.6164 0.0837
-6.000 -0.3015 0.07249 0.06504 -0.0241 0.6134 0.0821
-5.750 -0.2870 0.06884 0.06127 -0.0267 0.6105 0.0808
-5.500 -0.2701 0.06517 0.05749 -0.0299 0.6069 0.0807
-5.250 -0.2520 0.06165 0.05381 -0.0326 0.6035 0.0812
-5.000 -0.2327 0.05824 0.05017 -0.0349 0.6005 0.0814
-4.750 -0.2122 0.05493 0.04661 -0.0368 0.5978 0.0810
-4.500 -0.1907 0.05176 0.04312 -0.0383 0.5954 0.0805
-4.250 -0.1665 0.04876 0.03984 -0.0401 0.5918 0.0804
-4.000 -0.1419 0.04601 0.03676 -0.0414 0.5883 0.0806
-3.750 -0.1168 0.04351 0.03388 -0.0422 0.5851 0.0817
-3.500 -0.0907 0.04109 0.03091 -0.0429 0.5821 0.0843
-3.250 -0.0651 0.03937 0.02882 -0.0430 0.5796 0.0866
-3.000 -0.0382 0.03824 0.02758 -0.0437 0.5762 0.0887
-2.750 -0.0108 0.03698 0.02609 -0.0442 0.5730 0.0910
-2.500 0.0169 0.03570 0.02450 -0.0444 0.5699 0.0941
-2.250 0.0447 0.03457 0.02298 -0.0443 0.5670 0.0994
-2.000 0.0708 0.03413 0.02246 -0.0441 0.5644 0.1056
-1.750 0.0992 0.03337 0.02141 -0.0442 0.5614 0.1133
-1.500 0.1271 0.03311 0.02113 -0.0448 0.5578 0.1232
-1.250 0.1550 0.03288 0.02083 -0.0451 0.5549 0.1366
-1.000 0.1822 0.03272 0.02055 -0.0452 0.5522 0.1537
-0.750 0.2097 0.03255 0.02027 -0.0451 0.5496 0.1729
-0.500 0.2369 0.03230 0.01995 -0.0449 0.5474 0.1898
-0.250 0.2642 0.03238 0.02003 -0.0454 0.5440 0.2046
0.000 0.2906 0.03257 0.02027 -0.0460 0.5404 0.2200
0.250 0.3163 0.03274 0.02051 -0.0463 0.5376 0.2350
0.500 0.3416 0.03291 0.02074 -0.0463 0.5350 0.2539
0.750 0.3665 0.03294 0.02092 -0.0461 0.5326 0.2813
1.000 0.3898 0.03248 0.02109 -0.0456 0.5306 0.3813
1.500 0.4549 0.03326 0.02296 -0.0492 0.5229 1.0000
1.750 0.4785 0.03420 0.02374 -0.0494 0.5198 1.0000
2.000 0.5022 0.03498 0.02435 -0.0491 0.5169 1.0000
2.250 0.5262 0.03564 0.02484 -0.0485 0.5146 1.0000
2.500 0.5478 0.03691 0.02605 -0.0490 0.5111 1.0000
2.750 0.5669 0.03858 0.02773 -0.0500 0.5063 1.0000
3.000 0.5880 0.03970 0.02879 -0.0501 0.5024 1.0000
3.250 0.6107 0.04054 0.02955 -0.0496 0.4995 1.0000
3.500 0.6346 0.04120 0.03011 -0.0488 0.4971 1.0000
3.750 0.6461 0.04367 0.03266 -0.0505 0.4904 1.0000
4.000 0.6644 0.04499 0.03397 -0.0505 0.4855 1.0000
4.250 0.6871 0.04576 0.03471 -0.0498 0.4823 1.0000
4.500 0.7116 0.04629 0.03517 -0.0487 0.4795 1.0000
4.750 0.7143 0.04932 0.03831 -0.0504 0.4699 1.0000
5.000 0.7373 0.04995 0.03891 -0.0495 0.4659 1.0000
5.500 0.7612 0.05348 0.04251 -0.0496 0.4521 1.0000
5.750 0.7868 0.05381 0.04284 -0.0485 0.4486 1.0000
6.250 0.8068 0.05749 0.04660 -0.0484 0.4339 1.0000
6.500 0.8363 0.05745 0.04658 -0.0470 0.4312 1.0000
6.750 0.8243 0.06109 0.05027 -0.0480 0.4191 1.0000
7.000 0.8550 0.06100 0.05022 -0.0467 0.4160 1.0000
7.250 0.8398 0.06451 0.05376 -0.0468 0.4042 1.0000
7.500 0.8705 0.06436 0.05367 -0.0456 0.4007 1.0000
7.750 0.8586 0.06773 0.05706 -0.0457 0.3890 1.0000
8.000 0.8797 0.06830 0.05770 -0.0448 0.3837 1.0000
8.250 0.8800 0.07069 0.06013 -0.0447 0.3736 1.0000
8.750 0.9025 0.07353 0.06311 -0.0436 0.3580 1.0000
9.000 0.9007 0.07632 0.06594 -0.0438 0.3474 1.0000
9.250 0.9265 0.07616 0.06586 -0.0426 0.3425 1.0000
9.500 0.9213 0.07941 0.06916 -0.0431 0.3311 1.0000
9.750 0.9483 0.07901 0.06888 -0.0417 0.3267 1.0000
10.000 0.9429 0.08246 0.07238 -0.0423 0.3154 1.0000
10.250 0.9414 0.08559 0.07557 -0.0428 0.3052 1.0000
10.500 0.9643 0.08556 0.07564 -0.0417 0.3000 1.0000
10.750 0.9583 0.08950 0.07964 -0.0426 0.2894 1.0000
11.000 0.9836 0.08905 0.07931 -0.0413 0.2850 1.0000
11.250 0.9735 0.09389 0.08422 -0.0427 0.2743 1.0000
11.500 0.9997 0.09318 0.08363 -0.0412 0.2703 1.0000
11.750 0.9870 0.09861 0.08912 -0.0430 0.2594 1.0000
12.000 1.0128 0.09791 0.08854 -0.0415 0.2557 1.0000
12.250 0.9951 0.10457 0.09525 -0.0440 0.2452 1.0000
12.500 1.0187 0.10412 0.09493 -0.0427 0.2413 1.0000
13.000 1.0207 0.11127 0.10227 -0.0444 0.2269 1.0000
13.500 1.0165 0.12007 0.11123 -0.0471 0.2131 1.0000
13.750 1.0423 0.11888 0.11017 -0.0454 0.2098 1.0000
14.000 1.0106 0.12949 0.12079 -0.0505 0.1997 1.0000
14.250 1.0348 0.12855 0.12002 -0.0489 0.1960 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to LISSAMAN 7769 AIRFOIL (l7769-il)