Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

USA 27 AIRFOIL (usa27-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: USA 27 AIRFOIL (usa27-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.06 at α=4°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa27-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-usa27-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: USA 27 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.2955   0.12405   0.11718  -0.0308   1.0000   0.1698
  -9.500  -0.3050   0.12329   0.11651  -0.0307   1.0000   0.1751
  -9.250  -0.3287   0.12444   0.11784  -0.0306   1.0000   0.1767
  -9.000  -0.2989   0.11707   0.11042  -0.0286   1.0000   0.1841
  -8.750  -0.3070   0.11582   0.10927  -0.0277   1.0000   0.1900
  -8.500  -0.3332   0.11676   0.11039  -0.0267   1.0000   0.1923
  -8.250  -0.3131   0.11094   0.10457  -0.0251   1.0000   0.1975
  -8.000  -0.3160   0.10890   0.10260  -0.0233   1.0000   0.2037
  -7.750  -0.3406   0.10911   0.10298  -0.0213   1.0000   0.2074
  -7.500  -0.3746   0.11002   0.10408  -0.0188   1.0000   0.2085
  -7.250  -0.3401   0.10323   0.09724  -0.0172   1.0000   0.2171
  -7.000  -0.3609   0.10260   0.09675  -0.0144   1.0000   0.2218
  -6.750  -0.3936   0.10322   0.09752  -0.0139   1.0000   0.2246
  -6.500  -0.3765   0.09812   0.09245  -0.0105   1.0000   0.2308
  -6.250  -0.3886   0.09671   0.09113  -0.0092   1.0000   0.2382
  -6.000  -0.4055   0.09525   0.08977  -0.0092   1.0000   0.2425
  -5.750  -0.3983   0.09195   0.08652  -0.0057   1.0000   0.2522
  -5.500  -0.4122   0.09037   0.08502  -0.0061   1.0000   0.2590
  -5.250  -0.4102   0.08771   0.08242  -0.0034   1.0000   0.2700
  -4.750  -0.4199   0.08359   0.07839  -0.0030   1.0000   0.2903
  -4.500  -0.4167   0.08070   0.07556   0.0000   1.0000   0.3015
  -4.250  -0.4162   0.07804   0.07295   0.0014   1.0000   0.3119
  -4.000  -0.4152   0.07566   0.07059   0.0019   1.0000   0.3257
  -3.750  -0.4126   0.07324   0.06819   0.0027   1.0000   0.3411
  -3.500  -0.4088   0.07078   0.06574   0.0039   1.0000   0.3585
  -3.250  -0.4045   0.06859   0.06353   0.0039   1.0000   0.3842
  -3.000  -0.4006   0.06581   0.06083   0.0067   1.0000   0.4046
  -2.750  -0.3980   0.06331   0.05837   0.0093   1.0000   0.4361
  -2.500  -0.3982   0.06086   0.05600   0.0128   1.0000   0.4788
  -2.250  -0.3725   0.05754   0.05274   0.0136   0.9897   0.5303
  -2.000  -0.3322   0.05453   0.04963   0.0090   0.9759   0.5724
  -1.750  -0.1001   0.04815   0.04010  -0.0475   0.9570   0.1716
  -1.500  -0.0443   0.04512   0.03634  -0.0530   0.9441   0.1560
  -1.250   0.0053   0.04315   0.03383  -0.0573   0.9300   0.1531
  -1.000   0.0536   0.04147   0.03162  -0.0610   0.9157   0.1506
  -0.750   0.1013   0.04013   0.02979  -0.0643   0.9011   0.1493
  -0.500   0.1466   0.03918   0.02856  -0.0670   0.8861   0.1514
  -0.250   0.1945   0.03849   0.02758  -0.0699   0.8710   0.1569
   0.000   0.2391   0.03796   0.02697  -0.0724   0.8558   0.1699
   0.250   0.2808   0.03744   0.02644  -0.0743   0.8406   0.1916
   0.500   0.3188   0.03672   0.02608  -0.0755   0.8256   0.2453
   0.750   0.3799   0.03419   0.02527  -0.0804   0.8121   1.0000
   1.000   0.4166   0.03442   0.02509  -0.0815   0.7965   1.0000
   1.250   0.4516   0.03462   0.02499  -0.0824   0.7814   1.0000
   1.500   0.4848   0.03485   0.02498  -0.0830   0.7668   1.0000
   1.750   0.5178   0.03505   0.02497  -0.0835   0.7529   1.0000
   2.000   0.5549   0.03507   0.02480  -0.0845   0.7407   1.0000
   2.250   0.6024   0.03462   0.02417  -0.0868   0.7308   1.0000
   2.500   0.6232   0.03528   0.02472  -0.0857   0.7170   1.0000
   2.750   0.6428   0.03605   0.02540  -0.0845   0.7039   1.0000
   3.000   0.6647   0.03680   0.02606  -0.0837   0.6921   1.0000
   3.250   0.7135   0.03617   0.02532  -0.0858   0.6847   1.0000
   3.500   0.7187   0.03785   0.02698  -0.0832   0.6718   1.0000
   3.750   0.7272   0.03948   0.02857  -0.0811   0.6601   1.0000
   4.000   0.7772   0.03875   0.02777  -0.0832   0.6536   1.0000
   4.250   0.7640   0.04182   0.03085  -0.0792   0.6412   1.0000
   4.500   0.7612   0.04435   0.03337  -0.0764   0.6308   1.0000
   4.750   0.7989   0.04441   0.03342  -0.0772   0.6233   1.0000
   5.000   0.7594   0.04973   0.03875  -0.0722   0.6116   1.0000
   5.250   0.8372   0.04678   0.03581  -0.0753   0.6057   1.0000
   5.500   0.7925   0.05245   0.04147  -0.0700   0.5923   1.0000
   5.750   0.7834   0.05577   0.04480  -0.0677   0.5802   1.0000
   6.000   0.8763   0.05052   0.03960  -0.0697   0.5713   1.0000
   6.250   0.8679   0.05347   0.04257  -0.0667   0.5592   1.0000
   6.500   0.8277   0.05985   0.04896  -0.0638   0.5465   1.0000
   6.750   0.8357   0.06200   0.05115  -0.0625   0.5362   1.0000
   7.000   0.8821   0.06046   0.04970  -0.0619   0.5271   1.0000
   7.250   0.8465   0.06684   0.05609  -0.0601   0.5145   1.0000
   7.500   0.8447   0.07000   0.05929  -0.0588   0.5032   1.0000
   7.750   0.9140   0.06617   0.05558  -0.0580   0.4950   1.0000
   8.000   0.8698   0.07384   0.06326  -0.0568   0.4818   1.0000
   8.250   0.8505   0.07903   0.06848  -0.0560   0.4702   1.0000
   8.500   0.8609   0.08130   0.07080  -0.0551   0.4593   1.0000
   8.750   0.8976   0.08080   0.07043  -0.0538   0.4489   1.0000
   9.000   0.8449   0.09007   0.07965  -0.0544   0.4402   1.0000
   9.250   0.8881   0.08948   0.07920  -0.0532   0.4321   1.0000
   9.500   0.8386   0.09880   0.08850  -0.0546   0.4288   1.0000
   9.750   0.8206   0.10473   0.09444  -0.0555   0.4268   1.0000
  10.000   0.8106   0.11011   0.09989  -0.0565   0.4274   1.0000
  10.250   0.8206   0.11493   0.10480  -0.0579   0.4331   1.0000
<< Back to USA 27 AIRFOIL (usa27-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to USA 27 AIRFOIL (usa27-il)