XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: JN-153 AIRFOIL 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.750 0.0837 0.13131 0.12370 -0.0795 0.5411 0.0431 -11.500 0.0885 0.12930 0.12173 -0.0813 0.5408 0.0437 -11.250 0.0914 0.12744 0.11993 -0.0831 0.5403 0.0440 -11.000 0.1046 0.12417 0.11670 -0.0836 0.5398 0.0444 -10.750 0.1167 0.12144 0.11400 -0.0841 0.5392 0.0451 -10.500 0.1263 0.11902 0.11161 -0.0850 0.5389 0.0461 -10.250 0.1350 0.11675 0.10938 -0.0860 0.5385 0.0470 -10.000 0.1422 0.11451 0.10719 -0.0871 0.5381 0.0482 -9.750 0.1477 0.11247 0.10519 -0.0885 0.5378 0.0491 -9.500 0.1476 0.11073 0.10352 -0.0905 0.5374 0.0497 -9.250 0.1510 0.10861 0.10148 -0.0921 0.5371 0.0499 -9.000 0.1681 0.10553 0.09841 -0.0917 0.5366 0.0506 -8.750 0.1789 0.10322 0.09615 -0.0921 0.5361 0.0515 -8.500 0.1873 0.10110 0.09408 -0.0927 0.5355 0.0526 -8.250 0.1939 0.09901 0.09204 -0.0936 0.5349 0.0539 -8.000 0.1976 0.09705 0.09014 -0.0949 0.5342 0.0553 -7.750 0.1964 0.09521 0.08839 -0.0969 0.5335 0.0561 -7.500 0.1935 0.09320 0.08647 -0.0992 0.5330 0.0564 -7.250 0.2113 0.09052 0.08381 -0.0979 0.5323 0.0571 -7.000 0.2217 0.08846 0.08180 -0.0978 0.5317 0.0581 -6.750 0.2288 0.08650 0.07989 -0.0981 0.5311 0.0594 -6.500 0.2336 0.08461 0.07807 -0.0986 0.5305 0.0604 -6.250 0.2335 0.08278 0.07632 -0.0994 0.5298 0.0620 -6.000 0.2194 0.08135 0.07499 -0.1020 0.5292 0.0634 -5.750 0.2192 0.07867 0.07237 -0.1072 0.5284 0.0637 -4.750 0.2583 0.06342 0.05704 -0.1167 0.5256 0.0344 -4.500 0.2728 0.06082 0.05439 -0.1190 0.5250 0.0331 -4.250 0.2903 0.05725 0.05068 -0.1229 0.5243 0.0320 -4.000 0.3121 0.05329 0.04645 -0.1275 0.5236 0.0315 -3.750 0.3370 0.05015 0.04298 -0.1310 0.5228 0.0321 -3.500 0.3598 0.04771 0.04025 -0.1334 0.5214 0.0327 -3.250 0.3814 0.04594 0.03822 -0.1350 0.5198 0.0327 -3.000 0.4039 0.04455 0.03656 -0.1362 0.5183 0.0324 -2.750 0.4269 0.04346 0.03518 -0.1370 0.5166 0.0322 -2.500 0.4505 0.04258 0.03400 -0.1376 0.5146 0.0322 -2.250 0.4752 0.04185 0.03297 -0.1379 0.5128 0.0323 -2.000 0.5001 0.04130 0.03216 -0.1381 0.5112 0.0326 -1.750 0.5252 0.04088 0.03150 -0.1381 0.5099 0.0332 -1.500 0.5515 0.04044 0.03082 -0.1380 0.5086 0.0339 -1.250 0.5783 0.04006 0.03036 -0.1380 0.5075 0.0349 -1.000 0.6062 0.03980 0.03001 -0.1381 0.5064 0.0373 -0.750 0.6341 0.03960 0.02973 -0.1382 0.5055 0.0405 -0.500 0.6299 0.04212 0.03247 -0.1364 0.5010 0.0418 -0.250 0.6274 0.04434 0.03480 -0.1347 0.4958 0.0432 0.000 0.6458 0.04494 0.03539 -0.1343 0.4934 0.0456 0.250 0.6687 0.04530 0.03570 -0.1342 0.4918 0.0504 0.500 0.6955 0.04537 0.03573 -0.1343 0.4906 0.0592 0.750 0.7260 0.04516 0.03551 -0.1346 0.4896 0.0803 1.000 0.7617 0.04415 0.03549 -0.1364 0.4889 0.3743 1.250 0.7908 0.04376 0.03563 -0.1362 0.4882 0.5841 1.750 0.6576 0.05912 0.04994 -0.1280 0.4636 0.1162 2.000 0.6840 0.05906 0.05101 -0.1293 0.4617 0.4764 2.250 0.6979 0.05867 0.05151 -0.1265 0.4603 0.7612 2.500 0.7158 0.05858 0.05142 -0.1243 0.4591 1.0000 2.750 0.7445 0.05888 0.05147 -0.1242 0.4583 1.0000 3.250 0.7312 0.06526 0.05778 -0.1234 0.4458 1.0000 3.500 0.7570 0.06580 0.05812 -0.1232 0.4449 1.0000 4.000 0.7547 0.07134 0.06357 -0.1226 0.4333 1.0000 4.250 0.7795 0.07191 0.06399 -0.1224 0.4323 1.0000 4.750 0.7797 0.07763 0.06965 -0.1222 0.4218 1.0000 5.000 0.8038 0.07819 0.07008 -0.1220 0.4205 1.0000 5.500 0.8089 0.08366 0.07549 -0.1219 0.4106 1.0000 5.750 0.8303 0.08451 0.07625 -0.1217 0.4091 1.0000 6.000 0.8539 0.08509 0.07673 -0.1215 0.4080 1.0000 6.250 0.8401 0.08961 0.08131 -0.1217 0.3997 1.0000 6.500 0.8590 0.09072 0.08234 -0.1216 0.3978 1.0000 6.750 0.8806 0.09150 0.08305 -0.1214 0.3964 1.0000 7.000 0.9041 0.09202 0.08350 -0.1212 0.3953 1.0000 7.250 0.8880 0.09707 0.08861 -0.1216 0.3865 1.0000 7.500 0.9072 0.09811 0.08961 -0.1215 0.3847 1.0000 7.750 0.9288 0.09883 0.09027 -0.1213 0.3833 1.0000 8.250 0.9343 0.10476 0.09624 -0.1217 0.3730 1.0000 8.500 0.9538 0.10572 0.09717 -0.1216 0.3712 1.0000 8.750 0.9759 0.10630 0.09771 -0.1214 0.3699 1.0000 9.250 0.9803 0.11254 0.10401 -0.1221 0.3590 1.0000 9.500 1.0008 0.11326 0.10471 -0.1220 0.3574 1.0000 9.750 1.0238 0.11362 0.10505 -0.1217 0.3562 1.0000 10.250 1.0270 0.12014 0.11165 -0.1227 0.3447 1.0000 10.500 1.0486 0.12059 0.11209 -0.1225 0.3432 1.0000 10.750 1.0715 0.12082 0.11230 -0.1223 0.3420 1.0000 11.250 1.0746 0.12748 0.11908 -0.1236 0.3301 1.0000 11.500 1.0965 0.12776 0.11935 -0.1234 0.3287 1.0000