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=5


Details Polar file
Airfoil: UA(2)-180 smoothed (ua2-180sm-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 23.69 at α=2.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ua2-180sm-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-ua2-180sm-il-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500   0.0607   0.10826   0.10117  -0.0893   0.5943   0.0575
 -10.250   0.0633   0.10579   0.09870  -0.0908   0.5933   0.0596
  -9.750   0.0457   0.10133   0.09436  -0.0972   0.5916   0.0616
  -9.500   0.0682   0.09735   0.09038  -0.0956   0.5899   0.0627
  -9.250   0.0821   0.09476   0.08780  -0.0953   0.5883   0.0642
  -9.000   0.0905   0.09241   0.08547  -0.0958   0.5868   0.0667
  -8.750   0.0872   0.09003   0.08315  -0.0980   0.5854   0.0706
  -8.500   0.0666   0.08741   0.08065  -0.1028   0.5845   0.0720
  -8.250   0.0728   0.08384   0.07711  -0.1032   0.5832   0.0730
  -8.000   0.0960   0.08159   0.07482  -0.1009   0.5817   0.0751
  -7.750   0.1026   0.07921   0.07246  -0.1013   0.5805   0.0769
  -7.500   0.1038   0.07659   0.06987  -0.1023   0.5795   0.0787
  -7.250   0.0984   0.07373   0.06705  -0.1041   0.5785   0.0807
  -7.000   0.0477   0.07114   0.06433  -0.1097   0.5780   0.0845
  -6.500   0.0493   0.05666   0.04943  -0.1108   0.5766   0.0451
  -6.250   0.0640   0.05481   0.04760  -0.1103   0.5756   0.0442
  -6.000   0.0722   0.05234   0.04501  -0.1097   0.5746   0.0430
  -5.750   0.0775   0.04923   0.04171  -0.1089   0.5736   0.0414
  -5.500   0.0854   0.04651   0.03876  -0.1077   0.5724   0.0410
  -5.250   0.0965   0.04431   0.03633  -0.1065   0.5711   0.0413
  -5.000   0.1088   0.04210   0.03384  -0.1052   0.5696   0.0412
  -4.750   0.1216   0.03964   0.03095  -0.1034   0.5681   0.0401
  -4.500   0.1362   0.03748   0.02814  -0.1013   0.5667   0.0390
  -4.250   0.1552   0.03609   0.02644  -0.1001   0.5653   0.0388
  -4.000   0.1754   0.03484   0.02493  -0.0990   0.5641   0.0387
  -3.750   0.1967   0.03372   0.02353  -0.0980   0.5629   0.0388
  -3.500   0.2188   0.03272   0.02239  -0.0973   0.5618   0.0394
  -3.250   0.2418   0.03203   0.02164  -0.0968   0.5607   0.0406
  -3.000   0.2656   0.03136   0.02080  -0.0961   0.5597   0.0418
  -2.750   0.2903   0.03068   0.01993  -0.0955   0.5587   0.0423
  -2.500   0.3160   0.03006   0.01913  -0.0951   0.5576   0.0426
  -2.250   0.3364   0.02975   0.01878  -0.0940   0.5560   0.0431
  -2.000   0.3561   0.02954   0.01858  -0.0928   0.5541   0.0436
  -1.750   0.3758   0.02943   0.01846  -0.0916   0.5526   0.0443
  -1.500   0.3952   0.02941   0.01845  -0.0904   0.5510   0.0454
  -1.250   0.4135   0.02938   0.01850  -0.0892   0.5495   0.0473
  -1.000   0.4327   0.02942   0.01855  -0.0880   0.5478   0.0491
  -0.750   0.4526   0.02945   0.01854  -0.0868   0.5461   0.0507
  -0.500   0.4738   0.02949   0.01850  -0.0857   0.5445   0.0522
  -0.250   0.4953   0.02954   0.01850  -0.0848   0.5432   0.0544
   0.000   0.5179   0.02966   0.01856  -0.0841   0.5421   0.0578
   0.250   0.5423   0.02974   0.01858  -0.0836   0.5410   0.0644
   0.500   0.5628   0.02998   0.01886  -0.0826   0.5394   0.0778
   0.750   0.5543   0.03146   0.02063  -0.0782   0.5353   0.0961
   1.250   0.6824   0.03074   0.02229  -0.0939   0.5305   1.0000
   1.500   0.6946   0.03140   0.02284  -0.0918   0.5283   1.0000
   1.750   0.7114   0.03189   0.02319  -0.0902   0.5266   1.0000
   2.000   0.7316   0.03225   0.02341  -0.0891   0.5250   1.0000
   2.250   0.7555   0.03251   0.02351  -0.0885   0.5237   1.0000
   2.500   0.7785   0.03286   0.02371  -0.0878   0.5224   1.0000
   3.500   0.6167   0.04709   0.03836  -0.0612   0.4911   1.0000
   3.750   0.6214   0.04881   0.04000  -0.0597   0.4867   1.0000
   4.000   0.6729   0.04685   0.03784  -0.0604   0.4892   1.0000
   5.500   0.6544   0.06074   0.05161  -0.0515   0.4479   1.0000
   5.750   0.6786   0.06089   0.05168  -0.0511   0.4460   1.0000
   6.000   0.7051   0.06082   0.05154  -0.0507   0.4446   1.0000
   6.500   0.7127   0.06453   0.05521  -0.0489   0.4318   1.0000
   6.750   0.7388   0.06442   0.05504  -0.0486   0.4304   1.0000
   7.250   0.7488   0.06800   0.05861  -0.0470   0.4176   1.0000
   7.500   0.7746   0.06789   0.05845  -0.0467   0.4163   1.0000
   8.000   0.7853   0.07154   0.06210  -0.0454   0.4036   1.0000
   8.500   0.7978   0.07515   0.06572  -0.0444   0.3912   1.0000
   8.750   0.8223   0.07506   0.06560  -0.0440   0.3896   1.0000
   9.250   0.8344   0.07888   0.06946  -0.0432   0.3772   1.0000
   9.500   0.8587   0.07876   0.06932  -0.0428   0.3757   1.0000
  10.000   0.8686   0.08305   0.07365  -0.0422   0.3632   1.0000
  10.250   0.8921   0.08297   0.07357  -0.0419   0.3617   1.0000
  10.750   0.9012   0.08752   0.07818  -0.0414   0.3491   1.0000
  11.250   0.9483   0.08719   0.07787  -0.0408   0.3465   1.0000
  11.750   0.9511   0.09280   0.08356  -0.0406   0.3333   1.0000
  12.000   0.9391   0.09761   0.08844  -0.0408   0.3238   1.0000
  12.250   0.9554   0.09840   0.08925  -0.0407   0.3207   1.0000
  12.500   0.9754   0.09865   0.08954  -0.0405   0.3190   1.0000
  12.750   0.9974   0.09862   0.08953  -0.0402   0.3177   1.0000
  13.000   1.0205   0.09843   0.08936  -0.0400   0.3167   1.0000
  13.500   1.0133   0.10590   0.09697  -0.0405   0.3032   1.0000
  13.750   0.9893   0.11299   0.10414  -0.0415   0.2924   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)