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

lrn1007 (lrn1007-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: lrn1007 (lrn1007-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 30.62 at α=5.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-lrn1007-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-lrn1007-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: lrn1007                                         
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.3616   0.11955   0.11323  -0.0321   1.0000   0.0582
  -8.500  -0.3745   0.11953   0.11328  -0.0298   1.0000   0.0583
  -8.250  -0.3874   0.11934   0.11317  -0.0275   1.0000   0.0584
  -8.000  -0.3986   0.11862   0.11254  -0.0255   1.0000   0.0585
  -7.750  -0.4074   0.11814   0.11211  -0.0249   1.0000   0.0586
  -7.500  -0.4135   0.11752   0.11155  -0.0254   1.0000   0.0588
  -7.250  -0.4018   0.10849   0.10255  -0.0199   1.0000   0.0617
  -7.000  -0.4051   0.10617   0.10029  -0.0187   1.0000   0.0631
  -6.750  -0.4080   0.10408   0.09825  -0.0179   1.0000   0.0644
  -6.500  -0.4101   0.10194   0.09615  -0.0175   1.0000   0.0661
  -6.250  -0.4107   0.09984   0.09408  -0.0178   1.0000   0.0678
  -6.000  -0.4091   0.09775   0.09202  -0.0189   1.0000   0.0693
  -5.750  -0.4039   0.09599   0.09026  -0.0216   1.0000   0.0707
  -5.500  -0.3925   0.09481   0.08902  -0.0267   1.0000   0.0716
  -5.250  -0.3880   0.09066   0.08493  -0.0260   1.0000   0.0728
  -5.000  -0.3865   0.08632   0.08065  -0.0232   1.0000   0.0757
  -4.750  -0.3773   0.08319   0.07750  -0.0243   1.0000   0.0795
  -4.500  -0.3556   0.08128   0.07545  -0.0300   1.0000   0.0841
  -4.250  -0.3432   0.07748   0.07165  -0.0314   1.0000   0.0864
  -4.000  -0.3348   0.07365   0.06785  -0.0307   1.0000   0.0918
  -3.750  -0.3040   0.07164   0.06559  -0.0372   1.0000   0.0987
  -3.500  -0.2968   0.06717   0.06121  -0.0357   1.0000   0.1063
  -3.250  -0.2754   0.06389   0.05783  -0.0385   1.0000   0.1156
  -3.000  -0.2541   0.06057   0.05441  -0.0407   1.0000   0.1297
  -2.500  -0.2121   0.05387   0.04755  -0.0447   1.0000   0.1828
  -2.250  -0.2004   0.05023   0.04399  -0.0444   1.0000   0.2475
  -2.000  -0.1923   0.04710   0.04087  -0.0420   1.0000   0.3239
  -1.750  -0.1847   0.04455   0.03848  -0.0382   1.0000   0.3813
  -1.500  -0.1694   0.04212   0.03609  -0.0361   1.0000   0.4398
  -1.250  -0.1530   0.03958   0.03363  -0.0335   1.0000   0.4928
  -1.000  -0.1369   0.03712   0.03104  -0.0304   1.0000   0.5425
  -0.750  -0.0963   0.03494   0.02866  -0.0348   1.0000   0.5603
  -0.500  -0.0403   0.03285   0.02614  -0.0430   1.0000   0.5459
  -0.250   0.0287   0.03139   0.02374  -0.0542   1.0000   0.4646
   0.000   0.0821   0.03115   0.02239  -0.0597   1.0000   0.3571
   0.250   0.1196   0.03145   0.02184  -0.0603   1.0000   0.2831
   0.500   0.1496   0.03154   0.02143  -0.0595   1.0000   0.2322
   0.750   0.1772   0.03184   0.02125  -0.0581   1.0000   0.1895
   1.000   0.2048   0.03162   0.02073  -0.0570   1.0000   0.1562
   1.250   0.2322   0.03156   0.02031  -0.0559   1.0000   0.1319
   1.500   0.2595   0.03140   0.01986  -0.0551   1.0000   0.1154
   1.750   0.2858   0.03132   0.01956  -0.0545   1.0000   0.1065
   2.000   0.3107   0.03143   0.01943  -0.0541   1.0000   0.0991
   2.250   0.3359   0.03161   0.01940  -0.0542   1.0000   0.0982
   2.500   0.3614   0.03183   0.01945  -0.0547   1.0000   0.1096
   2.750   0.3868   0.03219   0.01971  -0.0553   1.0000   0.1308
   3.000   0.4076   0.03096   0.02023  -0.0554   1.0000   1.0000
   3.250   0.4259   0.03186   0.02074  -0.0548   1.0000   1.0000
   3.500   0.4436   0.03281   0.02129  -0.0543   1.0000   1.0000
   3.750   0.4604   0.03384   0.02207  -0.0541   1.0000   1.0000
   4.000   0.4765   0.03495   0.02307  -0.0540   1.0000   1.0000
   4.250   0.4923   0.03615   0.02428  -0.0540   1.0000   1.0000
   4.500   0.5445   0.03853   0.02658  -0.0613   0.9781   1.0000
   4.750   0.5958   0.04065   0.02873  -0.0678   0.9508   1.0000
   5.000   0.6418   0.04245   0.03066  -0.0727   0.9236   1.0000
   5.250   0.6857   0.04404   0.03248  -0.0766   0.8961   1.0000
   5.500   0.7307   0.04541   0.03426  -0.0799   0.8682   1.0000
   5.750   0.9083   0.02966   0.01542  -0.0660   0.0459   1.0000
   6.000   0.9231   0.03135   0.01735  -0.0636   0.0414   1.0000
   6.500   1.0308   0.03965   0.02699  -0.0621   0.0547   1.0000
   6.750   1.0597   0.04184   0.02955  -0.0614   0.0519   1.0000
   7.000   1.0897   0.04509   0.03319  -0.0606   0.0522   1.0000
   7.250   1.1161   0.04906   0.03754  -0.0595   0.0542   1.0000
   7.500   1.1417   0.05344   0.04223  -0.0585   0.0572   1.0000
   7.750   1.1532   0.05674   0.04653  -0.0551   0.0631   1.0000
   8.000   1.1732   0.06282   0.05287  -0.0543   0.0684   1.0000
   8.250   1.1712   0.06556   0.05667  -0.0503   0.0749   1.0000
   8.500   1.1799   0.07082   0.06235  -0.0484   0.0839   1.0000
   8.750   1.1694   0.07528   0.06737  -0.0458   0.0891   1.0000
   9.000   1.1836   0.08284   0.07519  -0.0453   0.1076   1.0000
   9.250   1.1584   0.08596   0.07872  -0.0429   0.1090   1.0000
   9.500   1.1346   0.08972   0.08270  -0.0411   0.1099   1.0000
   9.750   1.1091   0.09395   0.08690  -0.0402   0.1104   1.0000
  10.000   1.0864   0.09872   0.09176  -0.0408   0.1104   1.0000
  10.250   1.0651   0.10410   0.09721  -0.0426   0.1103   1.0000
  10.500   1.0433   0.11038   0.10353  -0.0458   0.1104   1.0000
<< Back to lrn1007 (lrn1007-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to lrn1007 (lrn1007-il)