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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: LNV109A (lnv109a-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.48 at α=7°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-lnv109a-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-lnv109a-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.250  -0.3189   0.16225   0.15582   0.0109   0.7426   0.1154
 -12.000  -0.3188   0.16279   0.15639   0.0072   0.7402   0.1169
 -11.750  -0.3243   0.16442   0.15809   0.0033   0.7382   0.1175
 -11.500  -0.2886   0.15371   0.14733   0.0041   0.7328   0.1196
 -11.250  -0.2736   0.14994   0.14354   0.0031   0.7294   0.1221
 -11.000  -0.2606   0.14700   0.14061   0.0010   0.7264   0.1249
 -10.750  -0.2500   0.14462   0.13827  -0.0017   0.7236   0.1280
 -10.500  -0.2469   0.14407   0.13776  -0.0051   0.7215   0.1307
 -10.250  -0.2547   0.14608   0.13982  -0.0095   0.7203   0.1318
 -10.000  -0.2228   0.13741   0.13116  -0.0096   0.7169   0.1342
  -9.750  -0.2043   0.13341   0.12716  -0.0106   0.7143   0.1378
  -9.500  -0.1933   0.13103   0.12478  -0.0123   0.7121   0.1418
  -9.250  -0.1890   0.13006   0.12382  -0.0149   0.7104   0.1458
  -9.000  -0.1982   0.13205   0.12586  -0.0192   0.7095   0.1477
  -8.750  -0.1768   0.12632   0.12015  -0.0204   0.7070   0.1495
  -8.500  -0.1506   0.12126   0.11511  -0.0214   0.7043   0.1534
  -8.250  -0.1361   0.11869   0.11257  -0.0236   0.7023   0.1578
  -8.000  -0.1293   0.11755   0.11147  -0.0269   0.7012   0.1627
  -7.750  -0.1406   0.11992   0.11394  -0.0328   0.7011   0.1652
  -7.500  -0.1097   0.11307   0.10710  -0.0328   0.6988   0.1683
  -7.250  -0.0883   0.10967   0.10370  -0.0337   0.6969   0.1738
  -7.000  -0.0816   0.10865   0.10273  -0.0367   0.6956   0.1808
  -6.750  -0.0997   0.11172   0.10590  -0.0425   0.6957   0.1839
  -6.500  -0.0595   0.10415   0.09830  -0.0409   0.6927   0.1893
  -6.250  -0.0455   0.10219   0.09636  -0.0424   0.6915   0.1962
  -6.000  -0.0550   0.10380   0.09806  -0.0475   0.6925   0.2023
  -5.750  -0.0426   0.10106   0.09538  -0.0499   0.6923   0.2058
  -5.500  -0.0194   0.09786   0.09219  -0.0495   0.6912   0.2128
  -5.250  -0.0207   0.09863   0.09302  -0.0549   0.6920   0.2217
  -5.000  -0.0119   0.09671   0.09116  -0.0575   0.6922   0.2262
  -4.750  -0.4423   0.12327   0.11905  -0.0004   1.0000   0.1683
  -4.500  -0.4402   0.12079   0.11659   0.0016   1.0000   0.1711
  -4.250  -0.4410   0.11886   0.11467   0.0022   1.0000   0.1750
  -4.000  -0.4431   0.11734   0.11313   0.0003   1.0000   0.1803
  -3.750  -0.4405   0.11634   0.11205  -0.0084   1.0000   0.1850
  -3.500  -0.4405   0.11264   0.10842  -0.0032   1.0000   0.1874
  -3.250  -0.4380   0.11031   0.10611  -0.0011   1.0000   0.1917
  -3.000  -0.4315   0.10863   0.10439  -0.0037   1.0000   0.1996
  -2.750  -0.4205   0.10631   0.10202  -0.0092   1.0000   0.2057
  -2.500  -0.4187   0.10362   0.09937  -0.0060   1.0000   0.2095
  -2.250  -0.4103   0.10174   0.09748  -0.0069   1.0000   0.2172
  -2.000  -0.3933   0.09960   0.09524  -0.0126   1.0000   0.2263
  -1.750  -0.3711   0.09752   0.09317  -0.0139   0.9926   0.2356
  -1.500  -0.3266   0.09556   0.09114  -0.0224   0.9728   0.2519
  -1.250  -0.2844   0.09419   0.08969  -0.0296   0.9544   0.2719
  -1.000  -0.2538   0.09253   0.08799  -0.0333   0.9303   0.2937
  -0.750  -0.2176   0.09177   0.08713  -0.0393   0.9101   0.3282
  -0.500  -0.1988   0.09001   0.08539  -0.0388   0.8924   0.3517
  -0.250  -0.1768   0.08906   0.08442  -0.0398   0.8747   0.3906
   0.000  -0.1641   0.08752   0.08294  -0.0372   0.8592   0.4207
   0.500  -0.1464   0.08473   0.08028  -0.0294   0.8309   0.5333
   0.750  -0.1448   0.08297   0.07857  -0.0245   0.8160   0.5749
   1.000  -0.1321   0.08185   0.07753  -0.0199   0.8087   0.6235
   1.250  -0.1262   0.08015   0.07583  -0.0174   0.7926   0.6585
   1.500  -0.1216   0.07846   0.07418  -0.0136   0.7809   0.6854
   2.250   0.2110   0.08525   0.07800  -0.0893   0.7330   0.2576
   2.500   0.2441   0.08583   0.07785  -0.0915   0.7220   0.2226
   2.750   0.2777   0.08614   0.07796  -0.0931   0.7118   0.2115
   3.000   0.2950   0.08678   0.07813  -0.0928   0.7003   0.2023
   3.250   0.3273   0.08795   0.07908  -0.0940   0.6917   0.2008
   3.500   0.3389   0.08863   0.07958  -0.0933   0.6818   0.2008
   4.000   0.3845   0.09122   0.08176  -0.0937   0.6642   0.2003
   4.250   0.4068   0.09232   0.08262  -0.0939   0.6531   0.2020
   4.500   0.4518   0.09589   0.08596  -0.0965   0.6487   0.2099
   4.750   0.4431   0.09513   0.08516  -0.0942   0.6355   0.2120
   5.000   0.4823   0.09823   0.08803  -0.0958   0.6297   0.2210
   5.250   0.4798   0.09852   0.08829  -0.0944   0.6189   0.2255
   5.500   0.5083   0.10071   0.09046  -0.0951   0.6117   0.2416
   5.750   0.5511   0.10493   0.09481  -0.0971   0.6081   0.2736
   6.000   0.5338   0.10372   0.09362  -0.0947   0.5954   0.2783
   6.250   0.5691   0.10491   0.09646  -0.0960   0.5899   1.0000
   6.500   0.5718   0.10652   0.09757  -0.0949   0.5830   1.0000
   6.750   0.5842   0.10827   0.09903  -0.0943   0.5736   1.0000
   7.000   0.6158   0.11234   0.10283  -0.0950   0.5688   1.0000
   7.250   0.6071   0.11302   0.10346  -0.0938   0.5606   1.0000
   7.500   0.6235   0.11534   0.10567  -0.0937   0.5523   1.0000
   7.750   0.6550   0.11980   0.10997  -0.0945   0.5481   1.0000
   8.000   0.6430   0.12025   0.11042  -0.0935   0.5406   1.0000
   8.250   0.6575   0.12253   0.11263  -0.0935   0.5322   1.0000
   8.500   0.6878   0.12699   0.11700  -0.0941   0.5279   1.0000
   8.750   0.6806   0.12822   0.11822  -0.0937   0.5223   1.0000
   9.000   0.6878   0.12989   0.11987  -0.0935   0.5133   1.0000
   9.250   0.7141   0.13391   0.12383  -0.0940   0.5082   1.0000
   9.500   0.7449   0.14005   0.12991  -0.0950   0.5055   1.0000
   9.750   0.7170   0.13759   0.12752  -0.0940   0.4953   1.0000
  10.000   0.7372   0.14090   0.13080  -0.0942   0.4893   1.0000
  10.250   0.7721   0.14723   0.13710  -0.0952   0.4859   1.0000
  10.500   0.7482   0.14591   0.13582  -0.0949   0.4789   1.0000
  10.750   0.7605   0.14841   0.13833  -0.0951   0.4713   1.0000
  11.000   0.7879   0.15332   0.14323  -0.0956   0.4668   1.0000
  11.250   0.7924   0.15649   0.14642  -0.0962   0.4636   1.0000
  11.500   0.7859   0.15651   0.14648  -0.0965   0.4544   1.0000
  11.750   0.8061   0.16028   0.15026  -0.0968   0.4486   1.0000
  12.000   0.8436   0.16851   0.15852  -0.0977   0.4455   1.0000
  12.250   0.8138   0.16514   0.15519  -0.0983   0.4382   1.0000
  12.500   0.8282   0.16816   0.15824  -0.0987   0.4311   1.0000
<< Back to LNV109A (lnv109a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to LNV109A (lnv109a-il)