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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: UA(2)-180 smoothed (ua2-180sm-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.47 at α=8.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ua2-180sm-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-ua2-180sm-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.750  -0.0097   0.14044   0.13250  -0.0774   0.6936   0.0956
 -12.500  -0.0151   0.13999   0.13209  -0.0800   0.6905   0.0978
 -12.250  -0.0210   0.13939   0.13154  -0.0825   0.6875   0.0983
 -12.000   0.0120   0.13216   0.12424  -0.0815   0.6833   0.1018
 -11.750   0.0235   0.12928   0.12131  -0.0822   0.6802   0.1059
 -11.500   0.0261   0.12743   0.11944  -0.0838   0.6778   0.1106
 -11.250   0.0166   0.12713   0.11923  -0.0866   0.6753   0.1128
 -11.000   0.0247   0.12360   0.11575  -0.0877   0.6724   0.1143
 -10.750   0.0474   0.11918   0.11128  -0.0874   0.6690   0.1174
 -10.500   0.0575   0.11645   0.10854  -0.0881   0.6664   0.1212
 -10.250   0.0600   0.11449   0.10659  -0.0895   0.6643   0.1258
 -10.000   0.0436   0.11442   0.10660  -0.0926   0.6628   0.1288
  -9.750   0.0569   0.11041   0.10259  -0.0931   0.6610   0.1304
  -9.500   0.0782   0.10659   0.09878  -0.0927   0.6585   0.1339
  -9.250   0.0867   0.10418   0.09642  -0.0933   0.6563   0.1381
  -9.000   0.0749   0.10337   0.09571  -0.0955   0.6545   0.1445
  -8.500   0.0999   0.09724   0.08960  -0.0958   0.6504   0.1524
  -8.250   0.0974   0.09562   0.08803  -0.0970   0.6485   0.1598
  -8.000   0.0891   0.09355   0.08605  -0.0985   0.6468   0.1643
  -7.750   0.1103   0.09047   0.08290  -0.0977   0.6450   0.1688
  -7.500   0.1128   0.08842   0.08091  -0.0982   0.6431   0.1738
  -7.000   0.0722   0.07799   0.07054  -0.1080   0.6396   0.0822
  -6.750   0.0427   0.07367   0.06603  -0.1110   0.6379   0.0723
  -6.500   0.0573   0.07161   0.06406  -0.1099   0.6360   0.0708
  -6.250   0.0604   0.06946   0.06189  -0.1093   0.6342   0.0691
  -6.000   0.0605   0.06710   0.05945  -0.1088   0.6325   0.0672
  -5.750   0.0590   0.06439   0.05656  -0.1083   0.6309   0.0650
  -5.500   0.0530   0.06109   0.05265  -0.1072   0.6294   0.0614
  -5.250   0.0634   0.05908   0.05050  -0.1062   0.6278   0.0609
  -5.000   0.0669   0.05782   0.04910  -0.1044   0.6255   0.0605
  -4.750   0.0661   0.05707   0.04821  -0.1019   0.6225   0.0606
  -4.500   0.0674   0.05628   0.04721  -0.0995   0.6199   0.0608
  -4.250   0.0707   0.05554   0.04621  -0.0972   0.6177   0.0610
  -4.000   0.0767   0.05476   0.04514  -0.0950   0.6156   0.0612
  -3.750   0.0872   0.05377   0.04381  -0.0931   0.6137   0.0614
  -3.500   0.1031   0.05261   0.04234  -0.0918   0.6119   0.0613
  -3.250   0.1233   0.05137   0.04076  -0.0908   0.6104   0.0612
  -3.000   0.0969   0.05366   0.04314  -0.0855   0.6057   0.0612
  -2.750   0.0813   0.05521   0.04467  -0.0815   0.6018   0.0611
  -2.500   0.0836   0.05546   0.04474  -0.0788   0.5987   0.0611
  -2.250   0.0981   0.05510   0.04410  -0.0773   0.5964   0.0613
  -2.000   0.1194   0.05451   0.04323  -0.0764   0.5946   0.0618
  -1.750   0.1423   0.05396   0.04257  -0.0759   0.5932   0.0636
  -1.500   0.1037   0.05727   0.04594  -0.0705   0.5872   0.0629
  -1.250   0.1076   0.05814   0.04676  -0.0686   0.5837   0.0640
  -1.000   0.1223   0.05846   0.04696  -0.0676   0.5810   0.0657
  -0.750   0.1442   0.05846   0.04679  -0.0669   0.5786   0.0675
  -0.500   0.1724   0.05822   0.04634  -0.0667   0.5766   0.0691
  -0.250   0.2041   0.05799   0.04588  -0.0668   0.5751   0.0708
   0.000   0.1781   0.06080   0.04873  -0.0631   0.5688   0.0707
   0.250   0.1905   0.06164   0.04940  -0.0620   0.5650   0.0719
   0.500   0.2114   0.06197   0.04966  -0.0615   0.5620   0.0748
   0.750   0.2369   0.06220   0.04978  -0.0614   0.5597   0.0799
   1.000   0.2664   0.06235   0.04975  -0.0614   0.5579   0.0858
   1.250   0.2492   0.06477   0.05218  -0.0587   0.5511   0.0866
   1.500   0.2628   0.06569   0.05305  -0.0579   0.5469   0.0919
   1.750   0.2857   0.06620   0.05351  -0.0577   0.5438   0.1026
   2.000   0.3141   0.06471   0.05408  -0.0587   0.5417   0.5206
   2.500   0.3514   0.06775   0.05757  -0.0611   0.5307   1.0000
   2.750   0.3698   0.06882   0.05835  -0.0604   0.5270   1.0000
   3.000   0.3956   0.06959   0.05881  -0.0601   0.5242   1.0000
   3.250   0.3949   0.07155   0.06066  -0.0586   0.5182   1.0000
   3.500   0.4017   0.07314   0.06212  -0.0576   0.5124   1.0000
   3.750   0.4226   0.07413   0.06290  -0.0572   0.5088   1.0000
   4.000   0.4503   0.07484   0.06337  -0.0570   0.5062   1.0000
   4.250   0.4390   0.07734   0.06586  -0.0554   0.4978   1.0000
   4.500   0.4554   0.07855   0.06693  -0.0548   0.4933   1.0000
   4.750   0.4812   0.07931   0.06751  -0.0547   0.4903   1.0000
   5.000   0.4776   0.08155   0.06971  -0.0535   0.4828   1.0000
   5.250   0.4917   0.08289   0.07094  -0.0529   0.4777   1.0000
   5.500   0.5165   0.08368   0.07159  -0.0527   0.4746   1.0000
   5.750   0.5137   0.08597   0.07385  -0.0518   0.4669   1.0000
   6.000   0.5295   0.08722   0.07501  -0.0513   0.4620   1.0000
   6.250   0.5550   0.08795   0.07562  -0.0512   0.4591   1.0000
   6.500   0.5486   0.09054   0.07821  -0.0503   0.4506   1.0000
   6.750   0.5684   0.09156   0.07915  -0.0500   0.4465   1.0000
   7.000   0.5952   0.09214   0.07962  -0.0499   0.4438   1.0000
   7.250   0.5854   0.09508   0.08260  -0.0491   0.4346   1.0000
   7.500   0.6086   0.09589   0.08333  -0.0489   0.4313   1.0000
   7.750   0.6061   0.09842   0.08587  -0.0484   0.4235   1.0000
   8.000   0.6232   0.09967   0.08707  -0.0482   0.4192   1.0000
   8.250   0.6489   0.10026   0.08759  -0.0480   0.4166   1.0000
   8.500   0.6396   0.10340   0.09078  -0.0476   0.4076   1.0000
   8.750   0.6614   0.10431   0.09164  -0.0474   0.4043   1.0000
   9.250   0.6735   0.10856   0.09590  -0.0470   0.3925   1.0000
   9.500   0.6969   0.10929   0.09660  -0.0469   0.3897   1.0000
  10.000   0.7055   0.11408   0.10143  -0.0468   0.3779   1.0000
  10.250   0.7282   0.11486   0.10219  -0.0467   0.3754   1.0000
  10.500   0.7174   0.11878   0.10617  -0.0469   0.3673   1.0000
  10.750   0.7343   0.12006   0.10746  -0.0469   0.3635   1.0000
  11.000   0.7569   0.12079   0.10818  -0.0467   0.3611   1.0000
  11.250   0.7436   0.12529   0.11275  -0.0473   0.3535   1.0000
  11.500   0.7574   0.12696   0.11444  -0.0474   0.3497   1.0000
  11.750   0.7781   0.12788   0.11539  -0.0473   0.3472   1.0000
  12.000   0.7700   0.13186   0.11943  -0.0479   0.3403   1.0000
  12.250   0.7796   0.13403   0.12163  -0.0482   0.3361   1.0000
  12.500   0.7958   0.13553   0.12316  -0.0484   0.3335   1.0000
  12.750   0.8167   0.13648   0.12413  -0.0483   0.3315   1.0000
  13.000   0.7997   0.14163   0.12936  -0.0496   0.3239   1.0000
  13.250   0.8126   0.14340   0.13119  -0.0498   0.3203   1.0000
  13.500   0.8310   0.14459   0.13242  -0.0499   0.3178   1.0000
  13.750   0.8300   0.14820   0.13609  -0.0509   0.3138   1.0000
  14.000   0.8290   0.15158   0.13953  -0.0518   0.3087   1.0000
  14.250   0.8418   0.15340   0.14143  -0.0522   0.3053   1.0000
  14.500   0.8604   0.15455   0.14262  -0.0523   0.3029   1.0000
  14.750   0.8582   0.15824   0.14638  -0.0535   0.2987   1.0000
  15.000   0.8574   0.16169   0.14991  -0.0547   0.2944   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)