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=5


Details Polar file
Airfoil: UA(2)-180 (University of Alberta/Marsden) (ua2-180-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 23.84 at α=2.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ua2-180-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-ua2-180-il-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500   0.0383   0.11945   0.11225  -0.0847   0.5981   0.0486
 -11.250   0.0369   0.11720   0.11005  -0.0869   0.5969   0.0500
 -11.000   0.0332   0.11493   0.10783  -0.0895   0.5958   0.0504
 -10.750   0.0488   0.11148   0.10439  -0.0894   0.5942   0.0511
 -10.500   0.0625   0.10871   0.10161  -0.0896   0.5926   0.0523
 -10.250   0.0707   0.10623   0.09913  -0.0904   0.5913   0.0542
 -10.000   0.0662   0.10405   0.09700  -0.0929   0.5902   0.0574
  -9.750   0.0600   0.10172   0.09472  -0.0958   0.5892   0.0579
  -9.500   0.0806   0.09837   0.09135  -0.0945   0.5877   0.0594
  -9.250   0.0918   0.09603   0.08900  -0.0947   0.5865   0.0613
  -9.000   0.0953   0.09369   0.08667  -0.0960   0.5854   0.0645
  -8.750   0.0741   0.09149   0.08457  -0.1009   0.5847   0.0668
  -8.500   0.0874   0.08814   0.08120  -0.1004   0.5835   0.0678
  -8.250   0.1049   0.08577   0.07881  -0.0993   0.5821   0.0697
  -8.000   0.1120   0.08346   0.07655  -0.0997   0.5807   0.0718
  -7.750   0.1122   0.08100   0.07416  -0.1011   0.5793   0.0747
  -7.500   0.0798   0.07817   0.07145  -0.1068   0.5784   0.0774
  -7.250   0.0530   0.07586   0.06909  -0.1096   0.5774   0.0779
  -7.000   0.0921   0.07258   0.06594  -0.1059   0.5758   0.0799
  -6.750   0.1021   0.07054   0.06392  -0.1052   0.5746   0.0822
  -6.500   0.1036   0.06818   0.06158  -0.1059   0.5735   0.0848
  -6.250   0.0738   0.06551   0.05860  -0.1097   0.5727   0.0912
  -6.000   0.0937   0.06229   0.05553  -0.1088   0.5715   0.0928
  -5.750   0.1067   0.06019   0.05345  -0.1080   0.5704   0.0950
  -5.500   0.0984   0.05929   0.05204  -0.1086   0.5695   0.1057
  -5.250   0.1091   0.04787   0.03996  -0.1077   0.5689   0.0438
  -5.000   0.1253   0.04596   0.03801  -0.1071   0.5679   0.0427
  -4.750   0.1396   0.04383   0.03563  -0.1061   0.5670   0.0421
  -4.500   0.1548   0.04184   0.03334  -0.1049   0.5661   0.0420
  -4.250   0.1699   0.04009   0.03135  -0.1035   0.5649   0.0416
  -4.000   0.1861   0.03837   0.02936  -0.1020   0.5636   0.0405
  -3.750   0.2029   0.03661   0.02695  -0.0998   0.5621   0.0384
  -3.500   0.2225   0.03546   0.02559  -0.0986   0.5604   0.0381
  -3.250   0.2430   0.03440   0.02433  -0.0975   0.5589   0.0379
  -3.000   0.2645   0.03346   0.02316  -0.0965   0.5575   0.0378
  -2.750   0.2868   0.03266   0.02215  -0.0956   0.5563   0.0377
  -2.500   0.3098   0.03200   0.02123  -0.0946   0.5551   0.0385
  -2.250   0.3329   0.03133   0.02059  -0.0942   0.5540   0.0400
  -2.000   0.3570   0.03084   0.01999  -0.0936   0.5529   0.0410
  -1.750   0.3816   0.03036   0.01940  -0.0930   0.5519   0.0415
  -1.500   0.4064   0.02996   0.01891  -0.0924   0.5510   0.0420
  -1.250   0.4309   0.02966   0.01854  -0.0919   0.5501   0.0426
  -1.000   0.4496   0.02969   0.01859  -0.0906   0.5488   0.0433
  -0.750   0.4628   0.02994   0.01894  -0.0886   0.5467   0.0445
  -0.500   0.4763   0.03019   0.01930  -0.0867   0.5445   0.0465
  -0.250   0.4914   0.03050   0.01962  -0.0850   0.5425   0.0483
   0.000   0.5084   0.03076   0.01984  -0.0835   0.5406   0.0496
   0.250   0.5282   0.03090   0.01993  -0.0824   0.5388   0.0511
   0.500   0.5495   0.03103   0.02001  -0.0815   0.5372   0.0533
   0.750   0.5733   0.03115   0.02004  -0.0809   0.5357   0.0578
   1.000   0.6001   0.03112   0.01996  -0.0807   0.5344   0.0656
   1.250   0.6083   0.03193   0.02086  -0.0782   0.5312   0.0751
   1.500   0.5918   0.03378   0.02291  -0.0729   0.5255   0.0840
   2.000   0.7274   0.03211   0.02346  -0.0886   0.5218   1.0000
   2.500   0.7676   0.03290   0.02395  -0.0864   0.5188   1.0000
   2.750   0.7917   0.03321   0.02411  -0.0859   0.5176   1.0000
   3.250   0.6807   0.04052   0.03178  -0.0669   0.5032   1.0000
   3.500   0.7095   0.04051   0.03161  -0.0667   0.5023   1.0000
   3.750   0.7412   0.04034   0.03129  -0.0668   0.5014   1.0000
   5.250   0.6759   0.05610   0.04702  -0.0529   0.4564   1.0000
   5.500   0.7031   0.05596   0.04679  -0.0525   0.4553   1.0000
   6.000   0.7075   0.05961   0.05038  -0.0502   0.4411   1.0000
   6.500   0.7126   0.06354   0.05428  -0.0484   0.4275   1.0000
   6.750   0.7370   0.06360   0.05427  -0.0480   0.4259   1.0000
   7.250   0.7409   0.06799   0.05865  -0.0464   0.4127   1.0000
   7.500   0.7643   0.06812   0.05873  -0.0461   0.4110   1.0000
   7.750   0.7893   0.06807   0.05864  -0.0457   0.4098   1.0000
   8.000   0.7703   0.07247   0.06309  -0.0448   0.3982   1.0000
   8.250   0.7939   0.07251   0.06310  -0.0445   0.3964   1.0000
   8.500   0.8191   0.07234   0.06290  -0.0442   0.3951   1.0000
   8.750   0.8037   0.07650   0.06710  -0.0435   0.3836   1.0000
   9.000   0.8275   0.07644   0.06702  -0.0431   0.3818   1.0000
   9.250   0.8521   0.07630   0.06687  -0.0428   0.3806   1.0000
   9.500   0.8375   0.08066   0.07128  -0.0424   0.3694   1.0000
   9.750   0.8600   0.08074   0.07134  -0.0421   0.3676   1.0000
  10.000   0.8840   0.08063   0.07122  -0.0418   0.3664   1.0000
  10.500   0.8919   0.08528   0.07594  -0.0412   0.3535   1.0000
  10.750   0.9149   0.08523   0.07590  -0.0409   0.3521   1.0000
  11.000   0.9388   0.08505   0.07571  -0.0406   0.3510   1.0000
  11.500   0.9427   0.09040   0.08115  -0.0403   0.3374   1.0000
  12.000   0.9891   0.09009   0.08085  -0.0398   0.3349   1.0000
  12.500   0.9859   0.09664   0.08751  -0.0398   0.3206   1.0000
  12.750   0.9907   0.09906   0.08997  -0.0398   0.3154   1.0000
  13.000   1.0336   0.09595   0.08686  -0.0392   0.3179   1.0000
  13.500   1.0231   0.10373   0.09476  -0.0397   0.3032   1.0000
  13.750   0.9882   0.11259   0.10372  -0.0410   0.2910   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)