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 smoothed (ua2-180sm-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: UA(2)-180 smoothed (ua2-180sm-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 4.91 at α=7.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ua2-180sm-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-ua2-180sm-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: UA(2)-180 smoothed                              
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.750  -0.0426   0.15466   0.14880  -0.0750   0.7322   0.0551
 -14.500  -0.0461   0.15429   0.14841  -0.0777   0.7282   0.0561
 -14.250  -0.0549   0.15462   0.14874  -0.0806   0.7252   0.0564
 -14.000  -0.0218   0.14646   0.14053  -0.0798   0.7194   0.0576
 -13.750  -0.0088   0.14323   0.13727  -0.0807   0.7151   0.0589
 -13.500   0.0011   0.14050   0.13449  -0.0818   0.7115   0.0604
 -13.250   0.0091   0.13796   0.13191  -0.0832   0.7088   0.0626
 -13.000   0.0113   0.13623   0.13017  -0.0852   0.7064   0.0650
 -12.750   0.0006   0.13640   0.13040  -0.0884   0.7044   0.0659
 -12.500   0.0018   0.13392   0.12798  -0.0906   0.7020   0.0664
 -12.250   0.0359   0.12745   0.12144  -0.0891   0.6983   0.0687
 -12.000   0.0468   0.12472   0.11869  -0.0898   0.6957   0.0715
 -11.750   0.0530   0.12238   0.11633  -0.0911   0.6937   0.0740
 -11.500   0.0518   0.12091   0.11486  -0.0931   0.6920   0.0763
 -11.250   0.0375   0.12087   0.11486  -0.0964   0.6906   0.0774
 -11.000   0.0455   0.11699   0.11105  -0.0975   0.6886   0.0782
 -10.750   0.0749   0.11218   0.10621  -0.0960   0.6855   0.0807
 -10.500   0.0854   0.10965   0.10369  -0.0966   0.6832   0.0832
 -10.250   0.0908   0.10741   0.10147  -0.0977   0.6812   0.0864
 -10.000   0.0841   0.10618   0.10029  -0.1002   0.6799   0.0895
  -9.750   0.0621   0.10602   0.10024  -0.1042   0.6788   0.0906
  -9.500   0.0950   0.10024   0.09440  -0.1020   0.6769   0.0929
  -9.250   0.1110   0.09761   0.09173  -0.1016   0.6753   0.0959
  -9.000   0.1168   0.09549   0.08961  -0.1024   0.6741   0.1000
  -8.750   0.1002   0.09457   0.08884  -0.1057   0.6731   0.1043
  -8.500   0.0708   0.09366   0.08810  -0.1105   0.6722   0.1051
  -8.250   0.1252   0.08867   0.08305  -0.1053   0.6702   0.1102
  -8.000   0.1292   0.08679   0.08123  -0.1059   0.6686   0.1160
  -7.750   0.1067   0.08553   0.08012  -0.1095   0.6673   0.1196
  -7.500   0.0686   0.08478   0.07946  -0.1128   0.6660   0.1204
  -7.250   0.1315   0.08011   0.07475  -0.1080   0.6638   0.1268
  -7.000   0.1282   0.07832   0.07302  -0.1086   0.6626   0.1320
  -6.750   0.0876   0.07771   0.07249  -0.1120   0.6619   0.1359
  -6.500   0.0945   0.07452   0.06935  -0.1113   0.6608   0.1391
  -6.250   0.1141   0.07282   0.06766  -0.1092   0.6596   0.1446
  -6.000   0.0710   0.07310   0.06771  -0.1130   0.6590   0.1536
  -5.750   0.1044   0.06911   0.06395  -0.1102   0.6579   0.1576
  -5.500   0.1087   0.06812   0.06299  -0.1093   0.6569   0.1658
  -5.250   0.0969   0.06709   0.06200  -0.1089   0.6553   0.1735
  -5.000  -0.3158   0.11054   0.10697  -0.0657   0.7820   0.1059
  -4.750  -0.3007   0.10828   0.10486  -0.0623   0.7784   0.1082
  -4.500  -0.2810   0.10656   0.10312  -0.0627   0.7758   0.1135
  -4.250   0.0078   0.07406   0.06951  -0.0931   0.6534   0.1801
  -4.000  -0.0245   0.07621   0.07171  -0.0879   0.6560   0.1800
  -3.750  -0.0361   0.07609   0.07145  -0.0861   0.6572   0.1907
  -3.500  -0.2817   0.09641   0.09241  -0.0632   0.7487   0.1384
  -3.250  -0.2651   0.09445   0.09056  -0.0618   0.7444   0.1424
  -3.000  -0.2378   0.09218   0.08804  -0.0651   0.7419   0.1567
  -2.750  -0.2516   0.09079   0.08670  -0.0606   0.7319   0.1590
  -2.500  -0.2292   0.08883   0.08454  -0.0622   0.7274   0.1743
  -2.250  -0.2008   0.08752   0.08313  -0.0636   0.7251   0.1922
  -2.000  -0.2117   0.08629   0.08190  -0.0596   0.7140   0.1964
  -1.750  -0.1873   0.08511   0.08052  -0.0608   0.7102   0.2253
  -0.250  -0.0346   0.07376   0.06605  -0.0602   0.6768   0.0996
   0.000   0.0068   0.07392   0.06556  -0.0607   0.6749   0.0884
   0.250  -0.0026   0.07308   0.06465  -0.0570   0.6626   0.0873
   0.500   0.0329   0.07340   0.06468  -0.0576   0.6594   0.0861
   0.750   0.0736   0.07460   0.06563  -0.0589   0.6578   0.0860
   1.000   0.0586   0.07379   0.06478  -0.0547   0.6447   0.0860
   1.250   0.0972   0.07471   0.06552  -0.0557   0.6419   0.0851
   1.500   0.1407   0.07655   0.06725  -0.0573   0.6405   0.0857
   1.750   0.1197   0.07550   0.06619  -0.0528   0.6266   0.0856
   2.000   0.1578   0.07696   0.06762  -0.0537   0.6244   0.0872
   2.250   0.1442   0.07688   0.06754  -0.0503   0.6119   0.0881
   2.500   0.1766   0.07797   0.06862  -0.0507   0.6086   0.0927
   2.750   0.2169   0.07998   0.07062  -0.0520   0.6068   0.1004
   3.000   0.1965   0.07968   0.07031  -0.0483   0.5935   0.1009
   3.250   0.2338   0.08126   0.07184  -0.0493   0.5906   0.1139
   3.500   0.3339   0.08375   0.07671  -0.0628   0.5891   1.0000
   3.750   0.3042   0.08323   0.07624  -0.0586   0.5749   1.0000
   4.000   0.3453   0.08568   0.07837  -0.0599   0.5725   1.0000
   4.250   0.3234   0.08619   0.07888  -0.0567   0.5598   1.0000
   4.500   0.3577   0.08812   0.08059  -0.0575   0.5564   1.0000
   4.750   0.4030   0.09103   0.08329  -0.0592   0.5546   1.0000
   5.000   0.3721   0.09107   0.08336  -0.0556   0.5407   1.0000
   5.250   0.4123   0.09335   0.08547  -0.0567   0.5381   1.0000
   5.500   0.3867   0.09461   0.08677  -0.0542   0.5270   1.0000
   5.750   0.4196   0.09624   0.08825  -0.0547   0.5225   1.0000
   6.000   0.4674   0.09891   0.09075  -0.0562   0.5204   1.0000
   6.250   0.4304   0.09978   0.09170  -0.0533   0.5080   1.0000
   6.500   0.4679   0.10167   0.09345  -0.0541   0.5048   1.0000
   6.750   0.4465   0.10393   0.09576  -0.0526   0.4966   1.0000
   7.000   0.4754   0.10516   0.09689  -0.0527   0.4901   1.0000
   7.250   0.5277   0.10737   0.09896  -0.0540   0.4873   1.0000
   7.500   0.4813   0.10967   0.10136  -0.0520   0.4788   1.0000
   7.750   0.5148   0.11099   0.10259  -0.0523   0.4737   1.0000
   8.000   0.5379   0.11370   0.10525  -0.0527   0.4713   1.0000
   8.250   0.5180   0.11550   0.10709  -0.0517   0.4618   1.0000
   8.500   0.5692   0.11662   0.10809  -0.0522   0.4568   1.0000
   8.750   0.5633   0.12010   0.11160  -0.0523   0.4564   1.0000
   9.000   0.5422   0.12255   0.11410  -0.0518   0.4493   1.0000
   9.250   0.5780   0.12368   0.11517  -0.0519   0.4439   1.0000
   9.500   0.5923   0.12664   0.11812  -0.0523   0.4422   1.0000
   9.750   0.5723   0.12977   0.12130  -0.0523   0.4392   1.0000
  10.000   0.5800   0.13183   0.12336  -0.0524   0.4337   1.0000
  10.250   0.6064   0.13363   0.12513  -0.0526   0.4302   1.0000
  10.500   0.6287   0.13651   0.12800  -0.0531   0.4283   1.0000
  10.750   0.6051   0.13915   0.13070  -0.0533   0.4230   1.0000
  11.000   0.6183   0.14118   0.13272  -0.0535   0.4188   1.0000
  11.250   0.6412   0.14334   0.13487  -0.0538   0.4162   1.0000
  11.500   0.6690   0.14642   0.13794  -0.0544   0.4146   1.0000
  11.750   0.6413   0.14858   0.14015  -0.0548   0.4083   1.0000
  12.000   0.6572   0.15054   0.14213  -0.0551   0.4042   1.0000
<< Back to UA(2)-180 smoothed (ua2-180sm-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to UA(2)-180 smoothed (ua2-180sm-il)