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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 27 AIRFOIL (usa27-il)