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

UA(2)-180 (University of Alberta/Marsden) (ua2-180-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: UA(2)-180 (University of Alberta/Marsden) (ua2-180-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 5 at α=8.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ua2-180-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-ua2-180-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: UA(2)-180 (University of Alberta/Marsden)       
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.750  -0.0020   0.14310   0.13707  -0.0813   0.7126   0.0597
 -13.500   0.0004   0.14149   0.13543  -0.0834   0.7099   0.0613
 -13.250  -0.0065   0.14127   0.13521  -0.0861   0.7079   0.0620
 -13.000   0.0162   0.13550   0.12944  -0.0862   0.7044   0.0635
 -12.750   0.0292   0.13245   0.12639  -0.0870   0.7011   0.0650
 -12.500   0.0387   0.12989   0.12383  -0.0881   0.6984   0.0665
 -12.250   0.0458   0.12750   0.12142  -0.0894   0.6960   0.0686
 -12.000   0.0463   0.12587   0.11979  -0.0913   0.6940   0.0708
 -11.750   0.0362   0.12554   0.11949  -0.0943   0.6925   0.0717
 -11.500   0.0425   0.12214   0.11607  -0.0955   0.6906   0.0725
 -11.250   0.0687   0.11753   0.11147  -0.0946   0.6875   0.0742
 -11.000   0.0804   0.11486   0.10881  -0.0952   0.6850   0.0767
 -10.750   0.0870   0.11256   0.10653  -0.0962   0.6829   0.0792
 -10.500   0.0863   0.11095   0.10495  -0.0981   0.6810   0.0819
 -10.250   0.0683   0.11084   0.10493  -0.1018   0.6798   0.0832
 -10.000   0.0859   0.10616   0.10023  -0.1015   0.6780   0.0847
  -9.750   0.1074   0.10286   0.09688  -0.1007   0.6762   0.0870
  -9.500   0.1170   0.10055   0.09455  -0.1012   0.6747   0.0902
  -9.250   0.1179   0.09870   0.09274  -0.1026   0.6735   0.0940
  -9.000   0.0974   0.09831   0.09250  -0.1065   0.6724   0.0964
  -8.750   0.0977   0.09510   0.08939  -0.1079   0.6710   0.0977
  -8.500   0.1326   0.09159   0.08585  -0.1052   0.6691   0.1016
  -8.250   0.1391   0.08965   0.08396  -0.1057   0.6677   0.1061
  -8.000   0.1238   0.08844   0.08287  -0.1087   0.6665   0.1106
  -7.750   0.0919   0.08748   0.08206  -0.1128   0.6654   0.1115
  -7.500   0.1453   0.08320   0.07769  -0.1079   0.6633   0.1180
  -7.250   0.1442   0.08137   0.07591  -0.1088   0.6617   0.1237
  -7.000   0.1074   0.08059   0.07524  -0.1119   0.6607   0.1268
  -6.500   0.1352   0.07566   0.07035  -0.1092   0.6583   0.1355
  -6.250   0.1184   0.07438   0.06908  -0.1115   0.6575   0.1423
  -6.000   0.1584   0.06459   0.05992  -0.1027   0.6562   0.1529
  -5.750   0.1390   0.06432   0.05978  -0.1025   0.6556   0.1575
  -5.500   0.0978   0.06605   0.06163  -0.1020   0.6545   0.1603
  -5.250  -0.1960   0.10767   0.10407  -0.0713   0.7289   0.1074
  -5.000  -0.1933   0.10142   0.09757  -0.0768   0.7112   0.1135
  -4.750  -0.1667   0.09747   0.09311  -0.0808   0.6855   0.1278
  -4.500  -0.0639   0.08426   0.07995  -0.0872   0.6615   0.1478
  -4.250  -0.0347   0.08042   0.07588  -0.0904   0.6591   0.1639
  -4.000  -0.0159   0.07863   0.07416  -0.0889   0.6581   0.1708
  -3.500  -0.2752   0.09852   0.09453  -0.0635   0.7478   0.1295
  -3.250  -0.2567   0.09694   0.09308  -0.0621   0.7442   0.1350
  -3.000  -0.2272   0.09465   0.09058  -0.0659   0.7421   0.1489
  -2.750  -0.2448   0.09303   0.08897  -0.0610   0.7300   0.1505
  -2.500  -0.2189   0.09103   0.08677  -0.0634   0.7266   0.1658
  -2.250  -0.2163   0.09066   0.08610  -0.0627   0.7192   0.1808
  -2.000  -0.2057   0.08823   0.08386  -0.0607   0.7126   0.1857
  -1.750  -0.1799   0.08698   0.08253  -0.0616   0.7094   0.2053
  -1.500  -0.1823   0.08604   0.08149  -0.0595   0.7007   0.2201
  -1.250  -0.1634   0.08487   0.08031  -0.0588   0.6948   0.2409
   0.250   0.0036   0.07596   0.06816  -0.0603   0.6599   0.1086
   0.500   0.0454   0.07609   0.06773  -0.0609   0.6580   0.0936
   0.750   0.0328   0.07547   0.06706  -0.0571   0.6456   0.0922
   1.000   0.0698   0.07590   0.06696  -0.0573   0.6423   0.0850
   1.250   0.1121   0.07738   0.06821  -0.0585   0.6405   0.0828
   1.500   0.0943   0.07673   0.06755  -0.0545   0.6273   0.0826
   1.750   0.1294   0.07785   0.06849  -0.0552   0.6246   0.0834
   2.000   0.1687   0.07921   0.06987  -0.0565   0.6232   0.0855
   2.250   0.1445   0.07864   0.06929  -0.0522   0.6102   0.0854
   2.500   0.1784   0.07977   0.07043  -0.0528   0.6074   0.0862
   2.750   0.2204   0.08177   0.07245  -0.0541   0.6058   0.0887
   3.000   0.1992   0.08108   0.07176  -0.0502   0.5918   0.0890
   3.250   0.2394   0.08281   0.07341  -0.0512   0.5893   0.0952
   3.500   0.2263   0.08303   0.07361  -0.0484   0.5765   0.0965
   3.750   0.2618   0.08438   0.07491  -0.0491   0.5731   0.1056
   4.000   0.3578   0.08652   0.07953  -0.0618   0.5713   1.0000
   4.250   0.3293   0.08645   0.07952  -0.0581   0.5579   1.0000
   4.500   0.3698   0.08854   0.08124  -0.0590   0.5549   1.0000
   4.750   0.3502   0.08957   0.08228  -0.0564   0.5436   1.0000
   5.000   0.3820   0.09115   0.08363  -0.0568   0.5391   1.0000
   5.250   0.4258   0.09365   0.08590  -0.0581   0.5370   1.0000
   5.500   0.3954   0.09446   0.08678  -0.0551   0.5245   1.0000
   5.750   0.4337   0.09628   0.08840  -0.0559   0.5210   1.0000
   6.000   0.4143   0.09826   0.09042  -0.0542   0.5116   1.0000
   6.250   0.4441   0.09961   0.09163  -0.0544   0.5056   1.0000
   6.750   0.4672   0.10294   0.09483  -0.0535   0.4898   1.0000
   7.000   0.5109   0.10482   0.09655  -0.0543   0.4861   1.0000
   7.250   0.4832   0.10688   0.09868  -0.0527   0.4757   1.0000
   7.500   0.5131   0.10644   0.09811  -0.0520   0.4599   1.0000
   7.750   0.5263   0.10894   0.10058  -0.0522   0.4584   1.0000
   8.000   0.5410   0.11157   0.10318  -0.0524   0.4574   1.0000
   8.250   0.5545   0.11081   0.10234  -0.0511   0.4367   1.0000
   8.500   0.5569   0.11439   0.10593  -0.0514   0.4378   1.0000
   8.750   0.5619   0.12101   0.11259  -0.0532   0.4554   1.0000
   9.000   0.5513   0.12412   0.11573  -0.0531   0.4543   1.0000
   9.250   0.5464   0.12616   0.11778  -0.0529   0.4480   1.0000
   9.500   0.5714   0.12778   0.11935  -0.0531   0.4435   1.0000
   9.750   0.6136   0.13030   0.12180  -0.0537   0.4412   1.0000
  10.000   0.5848   0.13320   0.12477  -0.0536   0.4391   1.0000
  10.250   0.5895   0.13477   0.12634  -0.0535   0.4314   1.0000
  10.500   0.6214   0.13655   0.12808  -0.0538   0.4277   1.0000
  10.750   0.6356   0.13961   0.13114  -0.0542   0.4262   1.0000
  11.000   0.6151   0.14179   0.13337  -0.0544   0.4200   1.0000
  11.250   0.6318   0.14369   0.13527  -0.0546   0.4156   1.0000
  11.500   0.6637   0.14590   0.13747  -0.0549   0.4129   1.0000
  11.750   0.6579   0.14900   0.14059  -0.0554   0.4109   1.0000
  12.000   0.6562   0.15070   0.14231  -0.0558   0.4028   1.0000
  12.250   0.6842   0.15261   0.14423  -0.0559   0.3991   1.0000
  12.500   0.7042   0.15587   0.14749  -0.0565   0.3976   1.0000
  12.750   0.6815   0.15797   0.14964  -0.0574   0.3908   1.0000
<< Back to UA(2)-180 (University of Alberta/Marsden) (ua2-180-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to UA(2)-180 (University of Alberta/Marsden) (ua2-180-il)