USA 25 AIRFOIL (usa25-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 25 AIRFOIL (usa25-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.62 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa25-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa25-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 25 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3279 0.10833 0.10175 -0.0230 1.0000 0.1463
-7.750 -0.3471 0.10851 0.10209 -0.0221 1.0000 0.1476
-7.500 -0.3657 0.10873 0.10245 -0.0221 1.0000 0.1483
-7.250 -0.3408 0.10127 0.09497 -0.0192 1.0000 0.1529
-7.000 -0.3435 0.09893 0.09271 -0.0176 1.0000 0.1565
-6.750 -0.3508 0.09724 0.09111 -0.0170 1.0000 0.1601
-6.500 -0.3639 0.09696 0.09092 -0.0179 1.0000 0.1628
-6.250 -0.3685 0.09496 0.08899 -0.0181 1.0000 0.1642
-6.000 -0.3594 0.08997 0.08406 -0.0146 1.0000 0.1678
-5.750 -0.3588 0.08746 0.08160 -0.0134 1.0000 0.1724
-5.500 -0.3630 0.08694 0.08106 -0.0153 1.0000 0.1778
-5.250 -0.3607 0.08356 0.07774 -0.0143 1.0000 0.1801
-5.000 -0.3562 0.08008 0.07433 -0.0118 1.0000 0.1849
-4.750 -0.3515 0.08051 0.07461 -0.0155 1.0000 0.1935
-4.500 -0.3485 0.07519 0.06945 -0.0113 1.0000 0.1977
-4.250 -0.3388 0.07486 0.06896 -0.0140 1.0000 0.2084
-4.000 -0.3356 0.07020 0.06444 -0.0106 1.0000 0.2127
-3.500 -0.3187 0.06527 0.05948 -0.0099 1.0000 0.2292
-3.250 -0.3075 0.06329 0.05743 -0.0106 1.0000 0.2402
-2.750 -0.2853 0.05996 0.05398 -0.0109 1.0000 0.2673
-2.500 -0.2806 0.05695 0.05109 -0.0089 1.0000 0.2764
-2.250 -0.2634 0.05497 0.04906 -0.0107 0.9960 0.2994
-1.750 -0.1770 0.04700 0.04106 -0.0208 0.9549 0.4329
-1.500 -0.1322 0.04344 0.03744 -0.0252 0.9317 0.4730
-1.250 -0.0771 0.04073 0.03447 -0.0320 0.9091 0.4946
-1.000 -0.0131 0.03859 0.03197 -0.0400 0.8871 0.4839
-0.750 0.1192 0.04058 0.03199 -0.0577 0.8640 0.2065
-0.500 0.1686 0.03822 0.02917 -0.0609 0.8470 0.1885
-0.250 0.2165 0.03621 0.02673 -0.0636 0.8317 0.1859
0.000 0.2629 0.03450 0.02466 -0.0661 0.8178 0.1984
0.250 0.3258 0.03205 0.02177 -0.0708 0.8095 0.2362
0.500 0.3701 0.03057 0.02020 -0.0735 0.7958 0.3057
0.750 0.4169 0.02960 0.01903 -0.0764 0.7826 0.3389
1.000 0.4565 0.02893 0.01833 -0.0781 0.7701 0.3595
1.250 0.4930 0.02839 0.01779 -0.0792 0.7594 0.3779
1.500 0.5266 0.02776 0.01728 -0.0798 0.7497 0.4105
1.750 0.5403 0.02755 0.01760 -0.0778 0.7381 0.4806
2.000 0.6565 0.02670 0.01715 -0.0931 0.7275 1.0000
2.250 0.6909 0.02697 0.01712 -0.0938 0.7189 1.0000
2.500 0.7010 0.02810 0.01813 -0.0912 0.7083 1.0000
2.750 0.7256 0.02873 0.01860 -0.0907 0.7001 1.0000
3.000 0.7420 0.02968 0.01946 -0.0891 0.6912 1.0000
3.250 0.7546 0.03085 0.02056 -0.0871 0.6829 1.0000
3.500 0.7779 0.03155 0.02119 -0.0864 0.6750 1.0000
3.750 0.7808 0.03324 0.02286 -0.0833 0.6666 1.0000
4.000 0.8088 0.03379 0.02338 -0.0832 0.6592 1.0000
4.250 0.8029 0.03599 0.02559 -0.0792 0.6503 1.0000
4.500 0.8427 0.03596 0.02552 -0.0803 0.6429 1.0000
4.750 0.8240 0.03888 0.02847 -0.0751 0.6330 1.0000
5.000 0.8508 0.03944 0.02903 -0.0746 0.6240 1.0000
5.250 0.8771 0.03992 0.02954 -0.0738 0.6135 1.0000
5.500 0.8621 0.04280 0.03245 -0.0694 0.6027 1.0000
5.750 0.8865 0.04345 0.03313 -0.0684 0.5922 1.0000
6.000 0.9351 0.04267 0.03240 -0.0695 0.5818 1.0000
6.250 0.8981 0.04710 0.03687 -0.0636 0.5707 1.0000
6.500 0.8990 0.04940 0.03924 -0.0610 0.5604 1.0000
6.750 0.9722 0.04711 0.03706 -0.0636 0.5498 1.0000
7.000 0.9108 0.05335 0.04329 -0.0566 0.5384 1.0000
7.250 0.8651 0.05958 0.04948 -0.0529 0.5269 1.0000
7.500 0.8827 0.06101 0.05100 -0.0516 0.5156 1.0000
8.000 0.8605 0.06915 0.05919 -0.0490 0.4933 1.0000
8.250 0.8530 0.07313 0.06320 -0.0481 0.4834 1.0000
8.500 0.8930 0.07296 0.06317 -0.0470 0.4723 1.0000
8.750 0.8391 0.08115 0.07128 -0.0470 0.4656 1.0000
9.000 0.8675 0.08248 0.07273 -0.0463 0.4565 1.0000
9.250 0.8386 0.08901 0.07926 -0.0470 0.4551 1.0000
9.500 0.8250 0.09432 0.08459 -0.0478 0.4550 1.0000
9.750 0.8201 0.09910 0.08943 -0.0486 0.4559 1.0000
12.500 1.2689 0.05661 0.04958 -0.0092 0.2443 1.0000
12.750 1.2671 0.05630 0.04916 -0.0063 0.2164 1.0000
13.000 1.1993 0.07146 0.06457 -0.0102 0.2381 1.0000
13.250 1.1606 0.08150 0.07460 -0.0131 0.2355 1.0000
13.500 1.2100 0.06819 0.06038 -0.0040 0.1474 1.0000
13.750 1.1935 0.07326 0.06537 -0.0045 0.1319 1.0000
14.000 1.1808 0.07799 0.07000 -0.0050 0.1186 1.0000
14.250 1.1766 0.08158 0.07341 -0.0050 0.1085 1.0000
14.500 1.1697 0.08611 0.07806 -0.0056 0.1010 1.0000
14.750 1.1727 0.08917 0.08108 -0.0050 0.0949 1.0000
15.000 1.1666 0.09411 0.08625 -0.0059 0.0914 1.0000
15.250 1.1888 0.09456 0.08648 -0.0032 0.0851 1.0000
15.500 1.1745 0.10091 0.09315 -0.0054 0.0844 1.0000
15.750 1.1560 0.10816 0.10067 -0.0085 0.0843 1.0000
16.000 1.1339 0.11642 0.10915 -0.0125 0.0847 1.0000
16.250 1.1088 0.12576 0.11865 -0.0173 0.0852 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 25 AIRFOIL (usa25-il)