USA 27 mod. AIRFOIL (usa27m2-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 27 mod. AIRFOIL (usa27m2-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.61 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa27m2-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa27m2-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 27 mod. 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3056 0.11742 0.11102 -0.0222 1.0000 0.2200
-8.250 -0.3248 0.11701 0.11074 -0.0206 1.0000 0.2253
-8.000 -0.3654 0.11854 0.11246 -0.0185 1.0000 0.2271
-7.750 -0.3309 0.11184 0.10573 -0.0171 1.0000 0.2326
-7.500 -0.3363 0.10999 0.10396 -0.0150 1.0000 0.2389
-7.250 -0.3682 0.11019 0.10431 -0.0124 1.0000 0.2431
-7.000 -0.4128 0.11112 0.10542 -0.0098 1.0000 0.2444
-6.750 -0.3714 0.10469 0.09897 -0.0079 1.0000 0.2527
-6.500 -0.3942 0.10379 0.09819 -0.0049 1.0000 0.2579
-6.250 -0.4362 0.10428 0.09882 -0.0045 1.0000 0.2616
-6.000 -0.4187 0.09961 0.09421 -0.0010 1.0000 0.2672
-5.750 -0.4280 0.09781 0.09249 0.0009 1.0000 0.2748
-5.500 -0.4542 0.09670 0.09145 0.0004 1.0000 0.2804
-5.250 -0.4443 0.09325 0.08808 0.0041 1.0000 0.2866
-5.000 -0.4672 0.09262 0.08745 0.0023 1.0000 0.2969
-4.750 -0.4586 0.08877 0.08369 0.0063 1.0000 0.3017
-4.500 -0.4692 0.08738 0.08228 0.0049 1.0000 0.3141
-4.250 -0.4635 0.08400 0.07898 0.0083 1.0000 0.3196
-4.000 -0.4661 0.08179 0.07676 0.0079 1.0000 0.3325
-3.750 -0.4650 0.07979 0.07474 0.0077 1.0000 0.3475
-3.500 -0.4599 0.07671 0.07174 0.0107 1.0000 0.3551
-3.250 -0.4512 0.07412 0.06915 0.0104 0.9983 0.3723
-3.000 -0.4108 0.07062 0.06556 0.0041 0.9838 0.4139
-2.750 -0.2805 0.06092 0.05383 -0.0310 0.9672 0.1932
-2.500 -0.2271 0.05465 0.04674 -0.0378 0.9549 0.1613
-2.250 -0.1827 0.05189 0.04373 -0.0419 0.9404 0.1548
-2.000 -0.1284 0.04801 0.03871 -0.0469 0.9278 0.1445
-1.500 -0.0349 0.04442 0.03425 -0.0538 0.8985 0.1440
-1.250 0.0084 0.04335 0.03303 -0.0566 0.8830 0.1491
-1.000 0.0526 0.04248 0.03195 -0.0592 0.8672 0.1563
-0.750 0.0986 0.04164 0.03090 -0.0617 0.8515 0.1645
-0.500 0.1441 0.04101 0.03020 -0.0641 0.8357 0.1803
-0.250 0.1849 0.04044 0.02980 -0.0657 0.8200 0.2162
0.000 0.2187 0.03930 0.02928 -0.0660 0.8049 0.3804
0.250 0.3132 0.03693 0.02862 -0.0771 0.7914 1.0000
0.500 0.3499 0.03710 0.02837 -0.0783 0.7757 1.0000
0.750 0.3854 0.03723 0.02816 -0.0791 0.7610 1.0000
1.000 0.4472 0.03644 0.02698 -0.0835 0.7520 1.0000
1.250 0.4717 0.03675 0.02708 -0.0827 0.7371 1.0000
1.500 0.4936 0.03719 0.02733 -0.0816 0.7226 1.0000
1.750 0.5140 0.03775 0.02772 -0.0804 0.7091 1.0000
2.000 0.5697 0.03698 0.02673 -0.0838 0.7015 1.0000
2.250 0.5886 0.03766 0.02728 -0.0824 0.6893 1.0000
2.500 0.5904 0.03915 0.02867 -0.0790 0.6762 1.0000
2.750 0.6617 0.03757 0.02691 -0.0842 0.6710 1.0000
3.000 0.6439 0.04012 0.02942 -0.0784 0.6573 1.0000
3.250 0.6240 0.04311 0.03237 -0.0730 0.6455 1.0000
3.500 0.6736 0.04250 0.03165 -0.0753 0.6394 1.0000
3.750 0.6283 0.04739 0.03653 -0.0683 0.6266 1.0000
4.000 0.6863 0.04602 0.03505 -0.0707 0.6218 1.0000
4.250 0.6176 0.05334 0.04240 -0.0636 0.6102 1.0000
4.500 0.6570 0.05325 0.04225 -0.0643 0.6047 1.0000
4.750 0.6155 0.05897 0.04797 -0.0603 0.5966 1.0000
5.000 0.6209 0.06141 0.05039 -0.0592 0.5904 1.0000
5.250 0.6522 0.06217 0.05110 -0.0594 0.5847 1.0000
5.500 0.6148 0.06756 0.05651 -0.0565 0.5786 1.0000
5.750 0.6764 0.06587 0.05476 -0.0575 0.5689 1.0000
6.000 0.6320 0.07166 0.06057 -0.0544 0.5611 1.0000
6.250 0.6736 0.07126 0.06014 -0.0542 0.5501 1.0000
6.500 0.6551 0.07525 0.06415 -0.0524 0.5413 1.0000
6.750 0.6765 0.07645 0.06534 -0.0517 0.5316 1.0000
7.000 0.6763 0.07930 0.06821 -0.0507 0.5229 1.0000
7.250 0.6837 0.08170 0.07062 -0.0498 0.5141 1.0000
7.500 0.7001 0.08340 0.07234 -0.0492 0.5046 1.0000
7.750 0.6899 0.08741 0.07638 -0.0484 0.4971 1.0000
8.000 0.7152 0.08856 0.07755 -0.0479 0.4873 1.0000
8.250 0.6941 0.09355 0.08258 -0.0472 0.4801 1.0000
8.500 0.7338 0.09353 0.08257 -0.0466 0.4684 1.0000
8.750 0.7010 0.09998 0.08906 -0.0466 0.4652 1.0000
9.000 0.6937 0.10497 0.09410 -0.0472 0.4662 1.0000
9.250 0.7019 0.10935 0.09852 -0.0481 0.4686 1.0000
9.500 0.6259 0.12345 0.11280 -0.0544 0.5524 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 27 mod. AIRFOIL (usa27m2-il)