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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: LNV109A (lnv109a-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 25.53 at α=4.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-lnv109a-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-lnv109a-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.2287   0.11074   0.10562   0.0067   0.5126   0.0531
  -8.000  -0.2241   0.10835   0.10325   0.0044   0.5118   0.0545
  -7.750  -0.2416   0.10723   0.10220  -0.0019   0.5115   0.0551
  -7.500  -0.2181   0.10309   0.09803  -0.0002   0.5099   0.0554
  -7.250  -0.2030   0.10013   0.09506   0.0000   0.5085   0.0558
  -7.000  -0.1914   0.09765   0.09256  -0.0005   0.5072   0.0564
  -6.750  -0.1817   0.09544   0.09036  -0.0015   0.5057   0.0571
  -6.500  -0.1729   0.09300   0.08797  -0.0027   0.5048   0.0581
  -6.250  -0.1664   0.09060   0.08563  -0.0043   0.5039   0.0594
  -6.000  -0.1725   0.08894   0.08403  -0.0082   0.5032   0.0606
  -5.750  -0.1680   0.08570   0.08084  -0.0152   0.5024   0.0612
  -5.500  -0.1518   0.08304   0.07823  -0.0133   0.5010   0.0616
  -5.250  -0.1364   0.08075   0.07598  -0.0130   0.4996   0.0624
  -5.000  -0.1219   0.07849   0.07376  -0.0145   0.4981   0.0636
  -4.750  -0.1069   0.07600   0.07128  -0.0175   0.4965   0.0653
  -4.500  -0.0840   0.07147   0.06662  -0.0305   0.4953   0.0679
  -4.250  -0.0689   0.06923   0.06441  -0.0291   0.4936   0.0684
  -4.000  -0.0517   0.06715   0.06233  -0.0290   0.4921   0.0692
  -3.750  -0.0319   0.06499   0.06015  -0.0304   0.4908   0.0706
  -3.500   0.0068   0.06025   0.05510  -0.0422   0.4896   0.0755
  -3.250   0.0235   0.05834   0.05324  -0.0412   0.4883   0.0761
  -3.000   0.0428   0.05676   0.05166  -0.0410   0.4871   0.0771
  -2.750   0.0826   0.05351   0.04799  -0.0487   0.4857   0.0841
  -2.500   0.1019   0.05174   0.04639  -0.0484   0.4839   0.0848
  -2.250   0.1245   0.05030   0.04507  -0.0488   0.4817   0.0862
  -2.000   0.1635   0.04779   0.04217  -0.0539   0.4796   0.0940
  -1.750   0.1852   0.04620   0.04073  -0.0541   0.4777   0.0950
  -1.500   0.2090   0.04511   0.03970  -0.0545   0.4757   0.0970
  -1.250   0.2431   0.04331   0.03754  -0.0571   0.4739   0.1059
  -1.000   0.2662   0.04198   0.03628  -0.0570   0.4720   0.1078
  -0.750   0.2975   0.04087   0.03483  -0.0581   0.4703   0.1188
  -0.500   0.3211   0.03943   0.03345  -0.0578   0.4689   0.1213
  -0.250   0.3514   0.03877   0.03245  -0.0584   0.4676   0.1335
   0.000   0.3753   0.03765   0.03138  -0.0584   0.4663   0.1366
   0.250   0.4033   0.03771   0.03127  -0.0591   0.4644   0.1504
   0.500   0.4283   0.03754   0.03139  -0.0605   0.4607   0.1548
   0.750   0.4547   0.03761   0.03146  -0.0616   0.4570   0.1702
   1.000   0.4801   0.03756   0.03140  -0.0620   0.4544   0.1884
   1.250   0.5257   0.03292   0.02505  -0.0612   0.4528   0.0838
   1.500   0.5523   0.03242   0.02449  -0.0610   0.4511   0.0848
   1.750   0.5791   0.03219   0.02427  -0.0606   0.4497   0.0871
   2.000   0.6066   0.03184   0.02382  -0.0599   0.4485   0.0889
   2.250   0.6343   0.03147   0.02333  -0.0590   0.4475   0.0905
   2.500   0.6610   0.03151   0.02326  -0.0583   0.4462   0.0926
   2.750   0.6714   0.03625   0.02849  -0.0627   0.4364   0.0940
   3.000   0.6947   0.03670   0.02905  -0.0627   0.4335   0.0983
   3.250   0.7208   0.03660   0.02895  -0.0619   0.4318   0.1033
   3.500   0.7475   0.03622   0.02861  -0.0610   0.4305   0.1090
   3.750   0.7746   0.03594   0.02834  -0.0601   0.4295   0.1191
   4.000   0.8020   0.03563   0.02810  -0.0592   0.4287   0.1373
   4.250   0.8391   0.03357   0.02784  -0.0601   0.4280   1.0000
   4.500   0.8656   0.03390   0.02799  -0.0592   0.4270   1.0000
   4.750   0.8481   0.04231   0.03685  -0.0654   0.4123   1.0000
   5.000   0.8114   0.05147   0.04621  -0.0717   0.3988   1.0000
   5.250   0.8329   0.05210   0.04674  -0.0709   0.3969   1.0000
   5.500   0.8599   0.05208   0.04663  -0.0697   0.3957   1.0000
   5.750   0.8897   0.05166   0.04614  -0.0683   0.3949   1.0000
   6.000   0.9199   0.05114   0.04554  -0.0667   0.3942   1.0000
   6.250   0.9514   0.05039   0.04472  -0.0650   0.3937   1.0000
   6.500   0.9826   0.04964   0.04391  -0.0634   0.3934   1.0000
   6.750   1.0138   0.04889   0.04311  -0.0617   0.3931   1.0000
   7.000   1.0432   0.04840   0.04257  -0.0603   0.3926   1.0000
   7.250   0.8929   0.06749   0.06187  -0.0682   0.3654   1.0000
   7.500   0.9216   0.06726   0.06160  -0.0671   0.3645   1.0000
   7.750   0.8886   0.07374   0.06813  -0.0689   0.3536   1.0000
   8.000   0.9106   0.07425   0.06862  -0.0681   0.3518   1.0000
   8.250   0.9382   0.07403   0.06836  -0.0670   0.3506   1.0000
   8.500   0.9670   0.07365   0.06796  -0.0659   0.3497   1.0000
   8.750   0.9969   0.07311   0.06740  -0.0646   0.3490   1.0000
   9.000   1.0277   0.07246   0.06674  -0.0633   0.3485   1.0000
   9.250   0.9860   0.08032   0.07465  -0.0659   0.3359   1.0000
   9.500   1.0002   0.08164   0.07597  -0.0655   0.3328   1.0000
   9.750   1.0401   0.07972   0.07403  -0.0637   0.3338   1.0000
  10.000   1.0080   0.08677   0.08113  -0.0660   0.3222   1.0000
  10.250   0.9865   0.09286   0.08728  -0.0678   0.3125   1.0000
  10.500   1.0075   0.09320   0.08762  -0.0671   0.3101   1.0000
  10.750   1.0339   0.09273   0.08715  -0.0660   0.3086   1.0000
  11.000   1.0618   0.09204   0.08647  -0.0648   0.3076   1.0000
  11.250   1.0920   0.09094   0.08538  -0.0635   0.3069   1.0000
  11.500   1.1217   0.08987   0.08432  -0.0622   0.3063   1.0000
  11.750   1.0905   0.09741   0.09191  -0.0648   0.2940   1.0000
  12.000   1.1031   0.09878   0.09330  -0.0645   0.2902   1.0000
  12.250   1.1449   0.09564   0.09017  -0.0624   0.2915   1.0000
  12.500   1.1233   0.10205   0.09664  -0.0646   0.2805   1.0000
  12.750   1.1548   0.10032   0.09493  -0.0631   0.2797   1.0000
  13.000   1.1871   0.09834   0.09297  -0.0616   0.2790   1.0000
  13.250   1.2223   0.09582   0.09048  -0.0599   0.2786   1.0000
  13.500   1.2600   0.09284   0.08753  -0.0582   0.2784   1.0000
  13.750   1.3002   0.08944   0.08416  -0.0565   0.2783   1.0000
  14.000   1.3443   0.08556   0.08031  -0.0546   0.2784   1.0000
  14.250   1.3924   0.08133   0.07611  -0.0527   0.2784   1.0000
  14.500   1.4466   0.07644   0.07125  -0.0505   0.2782   1.0000
  14.750   1.3254   0.09757   0.09246  -0.0579   0.2537   1.0000
  15.000   1.3708   0.09352   0.08844  -0.0560   0.2535   1.0000
  15.250   1.4254   0.08826   0.08322  -0.0537   0.2532   1.0000
  15.500   1.4859   0.08242   0.07736  -0.0511   0.2516   1.0000
  15.750   1.4610   0.08913   0.08413  -0.0532   0.2408   1.0000
  16.000   1.5245   0.08280   0.07772  -0.0504   0.2369   1.0000
  16.250   1.5011   0.08933   0.08431  -0.0525   0.2258   1.0000
  16.500   1.4998   0.09266   0.08765  -0.0534   0.2158   1.0000
  16.750   1.5117   0.09396   0.08890  -0.0534   0.2057   1.0000
  17.000   1.5173   0.09617   0.09103  -0.0539   0.1945   1.0000
  17.250   1.5158   0.09951   0.09430  -0.0548   0.1824   1.0000
  17.500   1.5092   0.10373   0.09844  -0.0561   0.1701   1.0000
  17.750   1.5010   0.10828   0.10293  -0.0576   0.1578   1.0000
  18.000   1.4922   0.11297   0.10755  -0.0592   0.1460   1.0000
<< Back to LNV109A (lnv109a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to LNV109A (lnv109a-il)