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=200,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: UA(2)-180 (University of Alberta/Marsden) (ua2-180-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 55.85 at α=6°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ua2-180-il-200000-n5.txt
Download as CSV file: xf-ua2-180-il-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000   0.0665   0.09730   0.09112  -0.0951   0.5468   0.0283
  -9.750   0.0707   0.09440   0.08824  -0.0965   0.5459   0.0283
  -9.500   0.0709   0.09106   0.08494  -0.0985   0.5450   0.0284
  -9.250   0.0769   0.08820   0.08211  -0.0993   0.5440   0.0285
  -9.000   0.0893   0.08608   0.07999  -0.0988   0.5428   0.0288
  -8.750   0.0979   0.08383   0.07775  -0.0990   0.5418   0.0293
  -8.500   0.1027   0.08125   0.07520  -0.0999   0.5408   0.0296
  -8.250   0.1063   0.07858   0.07255  -0.1009   0.5399   0.0298
  -8.000   0.1091   0.07588   0.06988  -0.1019   0.5392   0.0303
  -7.750   0.1101   0.07299   0.06702  -0.1032   0.5384   0.0306
  -7.500   0.1085   0.06989   0.06395  -0.1048   0.5376   0.0313
  -7.250   0.1042   0.06667   0.06077  -0.1066   0.5369   0.0312
  -7.000   0.0925   0.06347   0.05759  -0.1080   0.5363   0.0316
  -6.750   0.0656   0.05663   0.05048  -0.1121   0.5359   0.0331
  -6.500   0.0676   0.05354   0.04727  -0.1118   0.5352   0.0333
  -6.250   0.0811   0.05194   0.04571  -0.1113   0.5343   0.0337
  -6.000   0.0935   0.05055   0.04429  -0.1108   0.5335   0.0346
  -5.750   0.1027   0.04825   0.04189  -0.1104   0.5328   0.0358
  -5.250   0.1179   0.04222   0.03536  -0.1084   0.5313   0.0390
  -5.000   0.1337   0.04052   0.03362  -0.1077   0.5304   0.0398
  -4.500   0.1587   0.03247   0.02438  -0.1024   0.5288   0.0239
  -4.250   0.1780   0.03091   0.02263  -0.1014   0.5279   0.0238
  -4.000   0.1981   0.02946   0.02093  -0.1002   0.5269   0.0238
  -3.750   0.2189   0.02818   0.01931  -0.0990   0.5258   0.0242
  -3.500   0.2418   0.02729   0.01847  -0.0987   0.5247   0.0251
  -3.250   0.2652   0.02643   0.01745  -0.0981   0.5236   0.0259
  -3.000   0.2892   0.02552   0.01631  -0.0973   0.5225   0.0263
  -2.750   0.3141   0.02467   0.01524  -0.0966   0.5216   0.0263
  -2.500   0.3396   0.02392   0.01430  -0.0961   0.5207   0.0265
  -2.250   0.3655   0.02329   0.01351  -0.0956   0.5199   0.0268
  -2.000   0.3919   0.02277   0.01285  -0.0953   0.5191   0.0271
  -1.750   0.4185   0.02233   0.01229  -0.0950   0.5183   0.0276
  -1.500   0.4450   0.02198   0.01182  -0.0947   0.5174   0.0289
  -1.250   0.4694   0.02157   0.01149  -0.0943   0.5162   0.0301
  -1.000   0.4931   0.02127   0.01123  -0.0936   0.5150   0.0308
  -0.750   0.5164   0.02102   0.01101  -0.0928   0.5136   0.0315
  -0.500   0.5398   0.02082   0.01083  -0.0920   0.5122   0.0322
  -0.250   0.5634   0.02069   0.01071  -0.0914   0.5109   0.0329
   0.000   0.5861   0.02048   0.01056  -0.0906   0.5096   0.0343
   0.250   0.6098   0.02039   0.01047  -0.0900   0.5083   0.0365
   0.500   0.6344   0.02035   0.01038  -0.0895   0.5070   0.0379
   0.750   0.6591   0.02029   0.01029  -0.0890   0.5057   0.0393
   1.000   0.6844   0.02027   0.01022  -0.0886   0.5045   0.0413
   1.250   0.7102   0.02025   0.01017  -0.0884   0.5034   0.0455
   1.500   0.7369   0.02019   0.01010  -0.0882   0.5021   0.0569
   1.750   0.7432   0.01851   0.01026  -0.0847   0.5010   0.6504
   2.250   0.9071   0.01863   0.01101  -0.1071   0.4952   1.0000
   2.500   0.9264   0.01887   0.01121  -0.1058   0.4936   1.0000
   2.750   0.9463   0.01910   0.01140  -0.1046   0.4922   1.0000
   3.000   0.9672   0.01927   0.01151  -0.1035   0.4907   1.0000
   3.250   0.9890   0.01940   0.01159  -0.1026   0.4892   1.0000
   3.500   1.0115   0.01953   0.01165  -0.1018   0.4880   1.0000
   3.750   1.0348   0.01968   0.01174  -0.1011   0.4870   1.0000
   4.000   1.0591   0.01982   0.01181  -0.1007   0.4859   1.0000
   4.250   1.0736   0.02022   0.01227  -0.0986   0.4840   1.0000
   4.500   1.0865   0.02065   0.01278  -0.0964   0.4816   1.0000
   4.750   1.1021   0.02098   0.01314  -0.0945   0.4793   1.0000
   5.000   1.1197   0.02127   0.01345  -0.0931   0.4774   1.0000
   5.250   1.1389   0.02148   0.01366  -0.0918   0.4757   1.0000
   5.500   1.1598   0.02159   0.01375  -0.0908   0.4740   1.0000
   5.750   1.1825   0.02163   0.01376  -0.0901   0.4725   1.0000
   6.000   1.2074   0.02162   0.01372  -0.0897   0.4712   1.0000
   6.250   1.2212   0.02198   0.01412  -0.0877   0.4690   1.0000
   6.500   1.2220   0.02269   0.01496  -0.0837   0.4657   1.0000
   6.750   1.2302   0.02311   0.01543  -0.0808   0.4628   1.0000
   7.000   1.2423   0.02334   0.01569  -0.0784   0.4604   1.0000
   7.250   1.2582   0.02342   0.01577  -0.0766   0.4584   1.0000
   7.500   1.2791   0.02338   0.01571  -0.0756   0.4567   1.0000
   7.750   1.2948   0.02348   0.01582  -0.0739   0.4545   1.0000
   8.000   1.2593   0.02543   0.01797  -0.0657   0.4486   1.0000
   8.250   1.2623   0.02623   0.01882  -0.0631   0.4450   1.0000
   8.500   1.2790   0.02648   0.01907  -0.0620   0.4425   1.0000
   8.750   1.3030   0.02641   0.01899  -0.0617   0.4407   1.0000
   9.000   1.2138   0.03357   0.02642  -0.0533   0.4278   1.0000
   9.250   1.2409   0.03326   0.02610  -0.0533   0.4260   1.0000
   9.750   1.1431   0.04672   0.03973  -0.0481   0.3959   1.0000
  10.750   1.1700   0.05314   0.04619  -0.0454   0.3688   1.0000
  11.000   1.2001   0.05237   0.04540  -0.0454   0.3666   1.0000
  11.250   1.2024   0.05449   0.04754  -0.0447   0.3593   1.0000
  11.500   1.2257   0.05442   0.04745  -0.0445   0.3557   1.0000
  11.750   1.2553   0.05367   0.04667  -0.0444   0.3528   1.0000
  12.000   1.2733   0.05413   0.04713  -0.0441   0.3485   1.0000
  12.250   1.2841   0.05534   0.04834  -0.0436   0.3419   1.0000
  12.500   1.3096   0.05498   0.04792  -0.0434   0.3379   1.0000
  12.750   1.3256   0.05563   0.04855  -0.0430   0.3325   1.0000
  13.000   1.3295   0.05760   0.05055  -0.0425   0.3258   1.0000
  13.250   1.3486   0.05791   0.05083  -0.0422   0.3213   1.0000
  13.500   1.3662   0.05840   0.05129  -0.0418   0.3172   1.0000
  13.750   1.3566   0.06197   0.05497  -0.0413   0.3092   1.0000
  14.000   1.3704   0.06288   0.05586  -0.0410   0.3038   1.0000
  14.250   1.3752   0.06488   0.05790  -0.0406   0.2987   1.0000
  14.500   1.3717   0.06789   0.06099  -0.0403   0.2919   1.0000
  14.750   1.3834   0.06909   0.06219  -0.0401   0.2874   1.0000
  15.000   1.3859   0.07144   0.06461  -0.0399   0.2826   1.0000
  15.250   1.3862   0.07409   0.06735  -0.0397   0.2776   1.0000
  15.500   1.3955   0.07565   0.06893  -0.0396   0.2738   1.0000
  15.750   1.4065   0.07696   0.07025  -0.0395   0.2699   1.0000
  16.000   1.4030   0.08013   0.07353  -0.0394   0.2646   1.0000
  16.250   1.4099   0.08198   0.07541  -0.0394   0.2605   1.0000
  16.500   1.4244   0.08285   0.07625  -0.0393   0.2568   1.0000
  16.750   1.4245   0.08561   0.07910  -0.0394   0.2525   1.0000
  17.000   1.4263   0.08815   0.08171  -0.0395   0.2481   1.0000
  17.250   1.4367   0.08956   0.08314  -0.0395   0.2448   1.0000
  17.500   1.4547   0.08988   0.08342  -0.0394   0.2413   1.0000
  17.750   1.4481   0.09359   0.08727  -0.0397   0.2368   1.0000
  18.000   1.4474   0.09650   0.09027  -0.0399   0.2323   1.0000
  18.250   1.4583   0.09778   0.09152  -0.0400   0.2275   1.0000
  18.500   1.4625   0.10000   0.09378  -0.0402   0.2229   1.0000
  18.750   1.4565   0.10373   0.09768  -0.0407   0.2193   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)