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=5


Details Polar file
Airfoil: LNV109A (lnv109a-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.82 at α=2.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-lnv109a-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-lnv109a-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.2588   0.13278   0.12497   0.0090   0.5689   0.1019
  -9.250  -0.2581   0.13169   0.12388   0.0063   0.5676   0.1038
  -9.000  -0.2609   0.13115   0.12340   0.0029   0.5662   0.1045
  -8.750  -0.2407   0.12595   0.11825   0.0025   0.5636   0.1056
  -8.500  -0.2229   0.12196   0.11429   0.0021   0.5611   0.1074
  -8.250  -0.2107   0.11911   0.11147   0.0010   0.5589   0.1094
  -8.000  -0.2010   0.11665   0.10904  -0.0005   0.5572   0.1118
  -7.750  -0.1949   0.11469   0.10712  -0.0026   0.5556   0.1146
  -7.500  -0.1966   0.11392   0.10640  -0.0059   0.5542   0.1167
  -7.250  -0.2030   0.11364   0.10618  -0.0097   0.5530   0.1174
  -7.000  -0.1725   0.10742   0.09993  -0.0076   0.5506   0.1198
  -6.750  -0.1581   0.10456   0.09706  -0.0078   0.5488   0.1231
  -6.500  -0.1506   0.10257   0.09507  -0.0090   0.5473   0.1271
  -6.250  -0.1569   0.10238   0.09495  -0.0124   0.5459   0.1308
  -6.000  -0.1574   0.10194   0.09460  -0.0198   0.5443   0.1321
  -5.750  -0.1339   0.09684   0.08956  -0.0167   0.5417   0.1340
  -5.500  -0.1174   0.09400   0.08677  -0.0169   0.5397   0.1368
  -5.250  -0.1047   0.09184   0.08465  -0.0187   0.5378   0.1403
  -5.000  -0.0966   0.09076   0.08357  -0.0245   0.5361   0.1464
  -4.750  -0.0847   0.08892   0.08172  -0.0309   0.5344   0.1487
  -4.500  -0.0691   0.08548   0.07832  -0.0285   0.5323   0.1509
  -4.250  -0.0536   0.08311   0.07595  -0.0283   0.5303   0.1550
  -3.750  -0.0225   0.07902   0.07175  -0.0345   0.5270   0.1688
  -3.500  -0.0052   0.07702   0.06980  -0.0348   0.5249   0.1742
  -3.250   0.0186   0.07572   0.06844  -0.0424   0.5227   0.1858
  -2.750   0.0869   0.06622   0.05832  -0.0575   0.5179   0.1052
  -2.500   0.1075   0.06451   0.05662  -0.0582   0.5153   0.1021
  -2.250   0.1320   0.06251   0.05450  -0.0604   0.5128   0.1007
  -2.000   0.1578   0.06049   0.05229  -0.0626   0.5106   0.0996
  -1.750   0.1855   0.05829   0.04982  -0.0648   0.5088   0.0970
  -1.500   0.2179   0.05564   0.04658  -0.0677   0.5073   0.0930
  -1.250   0.2435   0.05419   0.04490  -0.0682   0.5059   0.0924
  -1.000   0.2683   0.05397   0.04457  -0.0713   0.5018   0.0926
  -0.750   0.2929   0.05356   0.04393  -0.0733   0.4980   0.0937
  -0.500   0.3148   0.05340   0.04373  -0.0742   0.4950   0.0951
  -0.250   0.3385   0.05308   0.04323  -0.0750   0.4925   0.0959
   0.000   0.3633   0.05261   0.04250  -0.0753   0.4902   0.0962
   0.250   0.3885   0.05212   0.04175  -0.0753   0.4881   0.0968
   0.500   0.4143   0.05171   0.04109  -0.0748   0.4863   0.0989
   0.750   0.4310   0.05299   0.04227  -0.0763   0.4822   0.1010
   1.000   0.4449   0.05466   0.04384  -0.0782   0.4778   0.1028
   1.250   0.4623   0.05560   0.04456  -0.0787   0.4742   0.1044
   1.500   0.4821   0.05606   0.04495  -0.0786   0.4712   0.1058
   1.750   0.5043   0.05633   0.04514  -0.0781   0.4687   0.1083
   2.000   0.5305   0.05657   0.04520  -0.0776   0.4668   0.1129
   2.250   0.5580   0.05684   0.04520  -0.0769   0.4654   0.1176
   2.500   0.5418   0.06135   0.04985  -0.0799   0.4575   0.1176
   2.750   0.5545   0.06276   0.05126  -0.0802   0.4535   0.1204
   3.000   0.5729   0.06378   0.05224  -0.0800   0.4507   0.1251
   3.250   0.5952   0.06459   0.05292  -0.0796   0.4484   0.1324
   3.500   0.6211   0.06504   0.05339  -0.0790   0.4465   0.1410
   3.750   0.6064   0.06829   0.05665  -0.0793   0.4405   0.1421
   4.000   0.6085   0.07045   0.05877  -0.0791   0.4360   0.1476
   4.250   0.6227   0.07186   0.06026  -0.0790   0.4328   0.1589
   4.500   0.6441   0.07279   0.06123  -0.0787   0.4300   0.1795
   4.750   0.6713   0.07320   0.06204  -0.0786   0.4279   0.2511
   5.250   0.6699   0.07703   0.06717  -0.0792   0.4182   1.0000
   5.500   0.6828   0.07881   0.06874  -0.0788   0.4145   1.0000
   5.750   0.7034   0.08010   0.06983  -0.0781   0.4116   1.0000
   6.000   0.7285   0.08118   0.07073  -0.0774   0.4095   1.0000
   6.250   0.7135   0.08485   0.07442  -0.0781   0.4032   1.0000
   6.500   0.7217   0.08698   0.07647  -0.0780   0.3989   1.0000
   6.750   0.7397   0.08848   0.07787  -0.0775   0.3956   1.0000
   7.000   0.7636   0.08965   0.07893  -0.0768   0.3933   1.0000
   7.250   0.7529   0.09318   0.08248  -0.0775   0.3873   1.0000
   7.500   0.7616   0.09533   0.08460  -0.0775   0.3828   1.0000
   7.750   0.7806   0.09681   0.08600  -0.0770   0.3796   1.0000
   8.000   0.8051   0.09798   0.08711  -0.0763   0.3774   1.0000
   8.250   0.7887   0.10200   0.09119  -0.0775   0.3704   1.0000
   8.500   0.8023   0.10388   0.09304  -0.0773   0.3665   1.0000
   8.750   0.8248   0.10515   0.09425  -0.0767   0.3636   1.0000
   9.000   0.8183   0.10858   0.09772  -0.0775   0.3578   1.0000
   9.250   0.8272   0.11086   0.10000  -0.0775   0.3532   1.0000
   9.500   0.8467   0.11234   0.10147  -0.0771   0.3500   1.0000
   9.750   0.8480   0.11523   0.10438  -0.0776   0.3447   1.0000
  10.000   0.8532   0.11785   0.10704  -0.0780   0.3396   1.0000
  10.250   0.8717   0.11939   0.10857  -0.0776   0.3361   1.0000
  10.500   0.8761   0.12210   0.11131  -0.0780   0.3310   1.0000
  10.750   0.8799   0.12485   0.11411  -0.0785   0.3255   1.0000
  11.000   0.8985   0.12637   0.11564  -0.0782   0.3219   1.0000
  11.250   0.9007   0.12931   0.11861  -0.0788   0.3163   1.0000
  11.500   0.9074   0.13184   0.12119  -0.0792   0.3108   1.0000
  11.750   0.9277   0.13314   0.12252  -0.0788   0.3074   1.0000
<< Back to LNV109A (lnv109a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to LNV109A (lnv109a-il)