USA 26 AIRFOIL (usa26-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 26 AIRFOIL (usa26-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 27.59 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa26-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa26-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 26 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3574 0.10914 0.10255 -0.0231 1.0000 0.2019
-8.000 -0.3379 0.10377 0.09717 -0.0214 1.0000 0.2097
-7.750 -0.3535 0.10306 0.09659 -0.0203 1.0000 0.2163
-7.500 -0.3503 0.09962 0.09322 -0.0187 1.0000 0.2225
-7.250 -0.3601 0.09814 0.09185 -0.0168 1.0000 0.2307
-7.000 -0.3922 0.09854 0.09243 -0.0153 1.0000 0.2331
-6.750 -0.3719 0.09355 0.08745 -0.0125 1.0000 0.2440
-6.500 -0.4026 0.09383 0.08788 -0.0124 1.0000 0.2488
-6.250 -0.3843 0.08897 0.08305 -0.0090 1.0000 0.2583
-6.000 -0.4115 0.08886 0.08307 -0.0096 1.0000 0.2651
-5.750 -0.3963 0.08438 0.07862 -0.0057 1.0000 0.2752
-5.250 -0.4168 0.08126 0.07561 -0.0050 1.0000 0.2955
-5.000 -0.4060 0.07695 0.07138 -0.0009 1.0000 0.3054
-4.750 -0.4073 0.07429 0.06877 0.0008 1.0000 0.3176
-4.500 -0.4081 0.07173 0.06625 0.0026 1.0000 0.3323
-4.250 -0.4082 0.06923 0.06378 0.0046 1.0000 0.3504
-4.000 -0.4105 0.06690 0.06148 0.0059 1.0000 0.3726
-3.750 -0.4075 0.06395 0.05861 0.0094 1.0000 0.3926
-3.500 -0.4081 0.06133 0.05604 0.0124 1.0000 0.4206
-3.250 -0.4089 0.05872 0.05351 0.0165 1.0000 0.4524
-2.750 -0.4134 0.05387 0.04881 0.0246 1.0000 0.5237
-2.500 -0.4100 0.05123 0.04625 0.0285 1.0000 0.5455
-2.250 -0.4043 0.04892 0.04396 0.0298 1.0000 0.5651
-2.000 -0.3951 0.04665 0.04169 0.0301 1.0000 0.5782
-1.750 -0.2206 0.04236 0.03426 -0.0156 1.0000 0.1861
-1.500 -0.1830 0.03991 0.03122 -0.0186 0.9938 0.1707
-1.250 -0.1215 0.03763 0.02845 -0.0255 0.9745 0.1634
-1.000 -0.0610 0.03615 0.02641 -0.0318 0.9552 0.1652
-0.750 -0.0056 0.03480 0.02459 -0.0368 0.9335 0.1685
-0.500 0.0563 0.03350 0.02286 -0.0426 0.9145 0.1733
-0.250 0.1168 0.03261 0.02177 -0.0480 0.8940 0.1885
0.000 0.1740 0.03176 0.02093 -0.0527 0.8737 0.2177
0.250 0.2281 0.03034 0.02002 -0.0564 0.8564 0.3133
0.500 0.3524 0.02723 0.01817 -0.0732 0.8426 1.0000
0.750 0.4132 0.02670 0.01729 -0.0782 0.8252 1.0000
1.000 0.4620 0.02634 0.01668 -0.0811 0.8060 1.0000
1.250 0.5033 0.02611 0.01625 -0.0828 0.7863 1.0000
1.500 0.5466 0.02584 0.01580 -0.0847 0.7688 1.0000
1.750 0.5868 0.02568 0.01548 -0.0861 0.7520 1.0000
2.000 0.6233 0.02566 0.01532 -0.0870 0.7358 1.0000
2.250 0.6558 0.02581 0.01535 -0.0873 0.7201 1.0000
2.500 0.6834 0.02619 0.01563 -0.0870 0.7054 1.0000
2.750 0.7076 0.02675 0.01612 -0.0863 0.6916 1.0000
3.000 0.7304 0.02741 0.01673 -0.0854 0.6790 1.0000
3.250 0.7561 0.02798 0.01724 -0.0849 0.6677 1.0000
3.500 0.7848 0.02845 0.01765 -0.0848 0.6574 1.0000
3.750 0.7946 0.02976 0.01900 -0.0824 0.6467 1.0000
4.000 0.8153 0.03068 0.01993 -0.0814 0.6379 1.0000
4.250 0.8347 0.03165 0.02091 -0.0802 0.6288 1.0000
4.500 0.8415 0.03326 0.02257 -0.0776 0.6199 1.0000
4.750 0.8671 0.03407 0.02339 -0.0772 0.6125 1.0000
5.000 0.8622 0.03640 0.02580 -0.0735 0.6042 1.0000
5.250 0.8925 0.03697 0.02643 -0.0736 0.5968 1.0000
5.500 0.8744 0.04010 0.02964 -0.0687 0.5879 1.0000
5.750 0.9084 0.04023 0.02980 -0.0687 0.5781 1.0000
6.000 0.9342 0.04066 0.03028 -0.0677 0.5664 1.0000
6.250 0.9155 0.04379 0.03349 -0.0628 0.5558 1.0000
6.500 0.9353 0.04472 0.03451 -0.0614 0.5452 1.0000
6.750 0.9927 0.04344 0.03330 -0.0631 0.5340 1.0000
7.000 0.9250 0.04990 0.03981 -0.0550 0.5251 1.0000
7.250 0.9460 0.05088 0.04089 -0.0537 0.5146 1.0000
7.500 1.0119 0.04893 0.03912 -0.0556 0.5025 1.0000
7.750 0.8620 0.06232 0.05228 -0.0457 0.4948 1.0000
8.000 0.8807 0.06351 0.05357 -0.0443 0.4833 1.0000
8.250 0.9571 0.05969 0.05004 -0.0440 0.4703 1.0000
8.500 1.0213 0.05764 0.04821 -0.0449 0.4561 1.0000
8.750 0.8478 0.07578 0.06593 -0.0409 0.4476 1.0000
9.000 0.8525 0.07870 0.06893 -0.0400 0.4365 1.0000
9.250 0.9005 0.07747 0.06792 -0.0382 0.4253 1.0000
9.750 0.8583 0.08910 0.07954 -0.0386 0.4092 1.0000
10.000 0.8230 0.09642 0.08682 -0.0400 0.4066 1.0000
10.250 0.8093 0.10208 0.09248 -0.0412 0.4066 1.0000
10.500 0.8161 0.10682 0.09733 -0.0423 0.4097 1.0000
11.750 1.2766 0.05366 0.04613 -0.0153 0.2737 1.0000
12.000 1.2362 0.05989 0.05251 -0.0118 0.2737 1.0000
12.250 1.2604 0.05392 0.04663 -0.0072 0.2436 1.0000
12.500 1.2245 0.05993 0.05281 -0.0054 0.2416 1.0000
12.750 1.1715 0.07067 0.06355 -0.0067 0.2469 1.0000
13.000 1.2140 0.05884 0.05121 0.0005 0.1758 1.0000
13.250 1.1923 0.06349 0.05570 0.0010 0.1556 1.0000
13.500 1.1778 0.06766 0.05955 0.0016 0.1368 1.0000
13.750 1.1650 0.07221 0.06402 0.0016 0.1238 1.0000
14.000 1.1543 0.07689 0.06876 0.0011 0.1146 1.0000
14.250 1.1516 0.08039 0.07215 0.0013 0.1060 1.0000
14.500 1.1431 0.08527 0.07723 0.0006 0.1008 1.0000
14.750 1.1513 0.08756 0.07942 0.0016 0.0946 1.0000
15.000 1.1372 0.09370 0.08586 -0.0002 0.0930 1.0000
15.250 1.1186 0.10078 0.09320 -0.0029 0.0922 1.0000
15.500 1.0934 0.10945 0.10210 -0.0069 0.0928 1.0000
15.750 1.0627 0.11981 0.11263 -0.0122 0.0941 1.0000
16.000 1.0323 0.13103 0.12392 -0.0180 0.0954 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 26 AIRFOIL (usa26-il)