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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: UA(2)-180 (University of Alberta/Marsden) (ua2-180-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.57 at α=7.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ua2-180-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-ua2-180-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.500   0.0017   0.13779   0.12982  -0.0784   0.6867   0.1010
 -12.250   0.0006   0.13675   0.12877  -0.0804   0.6841   0.1039
 -12.000  -0.0084   0.13676   0.12881  -0.0831   0.6820   0.1051
 -11.750   0.0077   0.13204   0.12408  -0.0837   0.6789   0.1064
 -11.500   0.0293   0.12746   0.11948  -0.0837   0.6754   0.1091
 -11.250   0.0404   0.12465   0.11666  -0.0846   0.6725   0.1125
 -11.000   0.0462   0.12242   0.11442  -0.0858   0.6699   0.1163
 -10.750   0.0393   0.12170   0.11374  -0.0881   0.6679   0.1200
 -10.500   0.0262   0.12151   0.11361  -0.0910   0.6662   0.1210
 -10.250   0.0590   0.11521   0.10725  -0.0898   0.6633   0.1237
 -10.000   0.0732   0.11221   0.10426  -0.0901   0.6605   0.1274
  -9.750   0.0794   0.11000   0.10209  -0.0911   0.6581   0.1315
  -9.500   0.0637   0.10978   0.10197  -0.0939   0.6563   0.1365
  -9.250   0.0689   0.10684   0.09908  -0.0949   0.6543   0.1380
  -9.000   0.0953   0.10284   0.09501  -0.0939   0.6522   0.1428
  -8.750   0.0978   0.10102   0.09320  -0.0948   0.6506   0.1501
  -8.500   0.0697   0.10122   0.09355  -0.0983   0.6494   0.1535
  -8.250   0.1100   0.09613   0.08840  -0.0961   0.6473   0.1592
  -8.000   0.1127   0.09437   0.08672  -0.0969   0.6454   0.1666
  -7.750   0.0917   0.09336   0.08589  -0.0992   0.6436   0.1717
  -7.500   0.1201   0.08987   0.08237  -0.0978   0.6414   0.1767
  -7.250   0.1222   0.08803   0.08057  -0.0981   0.6394   0.1832
  -7.000   0.1056   0.08651   0.07919  -0.0989   0.6376   0.1906
  -6.750   0.1205   0.08384   0.07649  -0.0983   0.6357   0.1942
  -6.250   0.0640   0.07192   0.06411  -0.1103   0.6332   0.0781
  -6.000   0.0799   0.06996   0.06225  -0.1091   0.6313   0.0752
  -5.750   0.0797   0.06803   0.06033  -0.1083   0.6291   0.0723
  -5.500   0.0693   0.06515   0.05710  -0.1078   0.6272   0.0664
  -5.250   0.0744   0.06370   0.05566  -0.1064   0.6252   0.0653
  -5.000   0.0779   0.06217   0.05403  -0.1050   0.6233   0.0639
  -4.750   0.0816   0.06055   0.05224  -0.1034   0.6214   0.0625
  -4.500   0.0872   0.05870   0.05011  -0.1018   0.6196   0.0608
  -4.250   0.0947   0.05662   0.04748  -0.1000   0.6179   0.0586
  -4.000   0.1078   0.05504   0.04546  -0.0985   0.6163   0.0581
  -3.750   0.0999   0.05558   0.04593  -0.0949   0.6129   0.0581
  -3.500   0.0898   0.05637   0.04674  -0.0913   0.6096   0.0584
  -3.250   0.0856   0.05679   0.04706  -0.0882   0.6070   0.0585
  -3.000   0.0874   0.05684   0.04699  -0.0858   0.6047   0.0589
  -2.750   0.0975   0.05640   0.04633  -0.0840   0.6027   0.0593
  -2.500   0.1157   0.05550   0.04512  -0.0829   0.6009   0.0596
  -2.250   0.1391   0.05444   0.04368  -0.0821   0.5995   0.0594
  -2.000   0.0722   0.05948   0.04908  -0.0739   0.5935   0.0594
  -1.750   0.0742   0.06004   0.04944  -0.0717   0.5906   0.0592
  -1.500   0.0890   0.05989   0.04900  -0.0704   0.5881   0.0591
  -1.250   0.1096   0.05955   0.04838  -0.0696   0.5860   0.0592
  -1.000   0.1341   0.05911   0.04771  -0.0691   0.5842   0.0595
  -0.750   0.1624   0.05864   0.04705  -0.0689   0.5828   0.0607
  -0.500   0.1378   0.06118   0.04961  -0.0650   0.5757   0.0608
  -0.250   0.1556   0.06136   0.04966  -0.0641   0.5719   0.0626
   0.000   0.1834   0.06115   0.04924  -0.0639   0.5691   0.0650
   0.250   0.2166   0.06080   0.04863  -0.0639   0.5670   0.0666
   0.500   0.2053   0.06279   0.05058  -0.0612   0.5606   0.0669
   0.750   0.2190   0.06349   0.05121  -0.0603   0.5566   0.0680
   1.000   0.2414   0.06381   0.05143  -0.0599   0.5536   0.0701
   1.250   0.2686   0.06401   0.05147  -0.0598   0.5513   0.0742
   1.500   0.2717   0.06548   0.05285  -0.0583   0.5462   0.0771
   1.750   0.2784   0.06669   0.05402  -0.0571   0.5407   0.0802
   2.000   0.3004   0.06724   0.05447  -0.0568   0.5372   0.0858
   2.250   0.3274   0.06765   0.05480  -0.0568   0.5348   0.0942
   2.750   0.3371   0.07069   0.05808  -0.0549   0.5246   0.1333
   3.000   0.3843   0.06978   0.05951  -0.0597   0.5210   1.0000
   3.250   0.4108   0.07052   0.05990  -0.0594   0.5183   1.0000
   3.500   0.4042   0.07280   0.06209  -0.0577   0.5112   1.0000
   3.750   0.4153   0.07432   0.06343  -0.0569   0.5066   1.0000
   4.000   0.4356   0.07546   0.06435  -0.0565   0.5037   1.0000
   4.250   0.4616   0.07635   0.06500  -0.0564   0.5015   1.0000
   4.500   0.4466   0.07916   0.06782  -0.0547   0.4931   1.0000
   4.750   0.4651   0.08031   0.06880  -0.0542   0.4890   1.0000
   5.000   0.4923   0.08102   0.06932  -0.0541   0.4863   1.0000
   5.250   0.4839   0.08338   0.07165  -0.0527   0.4772   1.0000
   5.500   0.5075   0.08406   0.07218  -0.0524   0.4728   1.0000
   6.000   0.5278   0.08683   0.07476  -0.0510   0.4596   1.0000
   6.250   0.5542   0.08737   0.07516  -0.0508   0.4563   1.0000
   6.500   0.5496   0.08983   0.07762  -0.0499   0.4483   1.0000
   6.750   0.5667   0.09100   0.07870  -0.0496   0.4436   1.0000
   7.000   0.5926   0.09157   0.07916  -0.0494   0.4408   1.0000
   7.250   0.5854   0.09431   0.08191  -0.0486   0.4318   1.0000
   7.500   0.6047   0.09533   0.08286  -0.0484   0.4277   1.0000
   7.750   0.6300   0.09595   0.08339  -0.0482   0.4252   1.0000
   8.250   0.6372   0.10046   0.08790  -0.0475   0.4125   1.0000
   8.500   0.6625   0.10104   0.08841  -0.0473   0.4100   1.0000
   8.750   0.6508   0.10448   0.09191  -0.0469   0.4004   1.0000
   9.000   0.6726   0.10529   0.09267  -0.0468   0.3969   1.0000
   9.250   0.6728   0.10796   0.09535  -0.0466   0.3901   1.0000
   9.500   0.6824   0.10992   0.09733  -0.0465   0.3850   1.0000
   9.750   0.7017   0.11109   0.09846  -0.0464   0.3822   1.0000
  10.000   0.7010   0.11421   0.10162  -0.0465   0.3766   1.0000
  10.250   0.7060   0.11672   0.10415  -0.0466   0.3714   1.0000
  10.500   0.7243   0.11794   0.10535  -0.0466   0.3682   1.0000
  11.000   0.7305   0.12346   0.11095  -0.0470   0.3579   1.0000
  11.250   0.7436   0.12532   0.11282  -0.0471   0.3547   1.0000
  11.500   0.7634   0.12645   0.11394  -0.0471   0.3523   1.0000
  11.750   0.7576   0.13017   0.11772  -0.0476   0.3462   1.0000
  12.000   0.7645   0.13249   0.12008  -0.0479   0.3412   1.0000
  12.250   0.7815   0.13383   0.12144  -0.0480   0.3380   1.0000
  12.500   0.8040   0.13450   0.12212  -0.0479   0.3357   1.0000
  12.750   0.7901   0.13906   0.12676  -0.0488   0.3277   1.0000
  13.000   0.8016   0.14092   0.12865  -0.0491   0.3235   1.0000
  13.250   0.8207   0.14190   0.12968  -0.0491   0.3205   1.0000
  13.500   0.8430   0.14256   0.13037  -0.0490   0.3185   1.0000
  13.750   0.8231   0.14817   0.13606  -0.0506   0.3107   1.0000
  14.000   0.8324   0.15042   0.13837  -0.0511   0.3070   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)