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

LNV109A (lnv109a-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: LNV109A (lnv109a-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 23.31 at α=4.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-lnv109a-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-lnv109a-il-100000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: LNV109A                                         
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.000  -0.2221   0.11048   0.10383   0.0057   0.4991   0.0649
  -7.750  -0.2155   0.10801   0.10138   0.0039   0.4978   0.0663
  -7.500  -0.2168   0.10616   0.09957   0.0005   0.4967   0.0674
  -7.250  -0.2132   0.10360   0.09706  -0.0017   0.4954   0.0678
  -7.000  -0.1939   0.10012   0.09357  -0.0008   0.4936   0.0688
  -6.750  -0.1824   0.09756   0.09102  -0.0015   0.4922   0.0700
  -6.500  -0.1735   0.09513   0.08860  -0.0026   0.4909   0.0712
  -6.250  -0.1669   0.09279   0.08628  -0.0040   0.4899   0.0726
  -6.000  -0.1654   0.09085   0.08437  -0.0059   0.4890   0.0739
  -5.750  -0.1633   0.08869   0.08220  -0.0118   0.4882   0.0749
  -5.250  -0.1380   0.08281   0.07630  -0.0153   0.4862   0.0759
  -5.000  -0.1230   0.08031   0.07379  -0.0154   0.4850   0.0768
  -4.750  -0.1072   0.07789   0.07143  -0.0171   0.4834   0.0781
  -4.500  -0.0905   0.07543   0.06901  -0.0201   0.4817   0.0806
  -4.250  -0.0669   0.07186   0.06532  -0.0305   0.4802   0.0840
  -4.000  -0.0515   0.06957   0.06311  -0.0290   0.4783   0.0851
  -3.750  -0.0326   0.06736   0.06093  -0.0299   0.4766   0.0867
  -3.500  -0.0107   0.06495   0.05849  -0.0325   0.4751   0.0886
  -3.000   0.0534   0.05443   0.04738  -0.0462   0.4724   0.0675
  -2.750   0.0774   0.05223   0.04511  -0.0474   0.4709   0.0670
  -2.500   0.1046   0.04956   0.04226  -0.0495   0.4694   0.0668
  -2.250   0.1314   0.04717   0.03970  -0.0510   0.4680   0.0659
  -2.000   0.1599   0.04450   0.03678  -0.0528   0.4667   0.0643
  -1.750   0.1904   0.04137   0.03326  -0.0547   0.4655   0.0628
  -1.500   0.2204   0.03910   0.03069  -0.0562   0.4638   0.0625
  -1.250   0.2487   0.03804   0.02954  -0.0573   0.4617   0.0639
  -1.000   0.2777   0.03675   0.02802  -0.0582   0.4595   0.0651
  -0.750   0.3066   0.03546   0.02645  -0.0589   0.4571   0.0653
  -0.500   0.3352   0.03434   0.02505  -0.0593   0.4549   0.0656
  -0.250   0.3637   0.03340   0.02380  -0.0594   0.4530   0.0662
   0.000   0.3922   0.03265   0.02268  -0.0594   0.4512   0.0677
   0.250   0.4190   0.03238   0.02243  -0.0594   0.4497   0.0694
   0.500   0.4464   0.03205   0.02198  -0.0592   0.4483   0.0711
   0.750   0.4741   0.03163   0.02138  -0.0589   0.4471   0.0723
   1.000   0.5017   0.03126   0.02082  -0.0585   0.4459   0.0736
   1.250   0.5277   0.03175   0.02133  -0.0592   0.4425   0.0754
   1.500   0.5525   0.03244   0.02222  -0.0599   0.4388   0.0778
   1.750   0.5778   0.03292   0.02275  -0.0602   0.4362   0.0807
   2.000   0.6034   0.03316   0.02296  -0.0601   0.4339   0.0832
   2.250   0.6292   0.03320   0.02306  -0.0599   0.4320   0.0856
   2.500   0.6556   0.03324   0.02310  -0.0595   0.4304   0.0901
   2.750   0.6815   0.03323   0.02308  -0.0590   0.4289   0.0952
   3.000   0.7076   0.03325   0.02309  -0.0584   0.4278   0.1009
   3.250   0.7346   0.03335   0.02317  -0.0580   0.4268   0.1098
   3.500   0.7437   0.03734   0.02753  -0.0611   0.4177   0.1167
   3.750   0.7672   0.03797   0.02825  -0.0611   0.4150   0.1328
   4.250   0.8244   0.03696   0.02904  -0.0619   0.4119   1.0000
   4.500   0.8495   0.03734   0.02926  -0.0613   0.4106   1.0000
   4.750   0.8754   0.03756   0.02933  -0.0605   0.4096   1.0000
   5.250   0.8815   0.04517   0.03717  -0.0644   0.3953   1.0000
   5.500   0.8843   0.04851   0.04054  -0.0659   0.3896   1.0000
   5.750   0.9313   0.04548   0.03730  -0.0625   0.3932   1.0000
   6.250   0.8879   0.05673   0.04870  -0.0671   0.3747   1.0000
   6.500   0.9368   0.05454   0.04640  -0.0653   0.3771   1.0000
   7.250   0.9363   0.06251   0.05434  -0.0652   0.3623   1.0000
   7.500   0.9072   0.06847   0.06036  -0.0668   0.3519   1.0000
   7.750   0.9285   0.06899   0.06085  -0.0660   0.3502   1.0000
   8.000   0.9518   0.06926   0.06108  -0.0651   0.3490   1.0000
   8.500   0.9447   0.07599   0.06785  -0.0661   0.3368   1.0000
   8.750   0.9673   0.07629   0.06814  -0.0653   0.3354   1.0000
   9.250   0.9641   0.08281   0.07471  -0.0663   0.3235   1.0000
   9.500   0.9847   0.08335   0.07524  -0.0656   0.3218   1.0000
   9.750   1.0076   0.08354   0.07543  -0.0647   0.3205   1.0000
  10.000   0.9852   0.08961   0.08156  -0.0666   0.3102   1.0000
  10.250   1.0050   0.09019   0.08215  -0.0659   0.3083   1.0000
  10.500   1.0271   0.09041   0.08238  -0.0651   0.3068   1.0000
  11.000   1.0266   0.09697   0.08902  -0.0663   0.2947   1.0000
  11.250   1.0481   0.09719   0.08926  -0.0656   0.2930   1.0000
  11.750   1.0497   0.10362   0.09579  -0.0669   0.2809   1.0000
  12.000   1.0715   0.10366   0.09584  -0.0661   0.2792   1.0000
  12.500   1.0749   0.10996   0.10225  -0.0675   0.2669   1.0000
  12.750   1.0970   0.10984   0.10217  -0.0666   0.2652   1.0000
<< Back to LNV109A (lnv109a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to LNV109A (lnv109a-il)