USA 28 AIRFOIL (usa28-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 28 AIRFOIL (usa28-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.59 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa28-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa28-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 28 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3497 0.11706 0.10979 -0.0302 1.0000 0.2735
-9.250 -0.3334 0.11303 0.10574 -0.0291 1.0000 0.2801
-9.000 -0.3559 0.11276 0.10563 -0.0285 1.0000 0.2870
-8.750 -0.3360 0.10804 0.10089 -0.0273 1.0000 0.2933
-8.500 -0.3513 0.10709 0.10006 -0.0260 1.0000 0.3016
-8.250 -0.3452 0.10360 0.09662 -0.0247 1.0000 0.3067
-8.000 -0.3481 0.10152 0.09461 -0.0230 1.0000 0.3149
-7.750 -0.3854 0.10194 0.09525 -0.0202 1.0000 0.3183
-7.500 -0.3712 0.09755 0.09087 -0.0190 1.0000 0.3213
-7.250 -0.3730 0.09500 0.08837 -0.0169 1.0000 0.3243
-7.000 -0.5159 0.08394 0.07772 -0.0254 1.0000 0.1967
-6.750 -0.5197 0.08048 0.07427 -0.0238 1.0000 0.1908
-6.500 -0.5869 0.06393 0.05732 -0.0336 1.0000 0.1639
-6.250 -0.5923 0.05913 0.05231 -0.0330 1.0000 0.1636
-6.000 -0.5970 0.05395 0.04674 -0.0326 1.0000 0.1637
-5.750 -0.5975 0.04917 0.04144 -0.0317 1.0000 0.1641
-5.500 -0.5856 0.04742 0.03976 -0.0298 1.0000 0.1672
-5.250 -0.5763 0.04495 0.03706 -0.0282 1.0000 0.1707
-5.000 -0.5679 0.04203 0.03365 -0.0267 1.0000 0.1763
-4.750 -0.5569 0.03978 0.03107 -0.0251 1.0000 0.1831
-4.500 -0.5435 0.03820 0.02925 -0.0233 1.0000 0.1917
-4.250 -0.5294 0.03656 0.02742 -0.0216 1.0000 0.2010
-4.000 -0.5150 0.03555 0.02629 -0.0197 1.0000 0.2157
-3.750 -0.5002 0.03497 0.02572 -0.0177 1.0000 0.2343
-3.500 -0.4856 0.03453 0.02527 -0.0155 1.0000 0.2596
-3.250 -0.4716 0.03489 0.02571 -0.0130 1.0000 0.2895
-3.000 -0.4578 0.03545 0.02629 -0.0104 1.0000 0.3199
-2.750 -0.4439 0.03594 0.02686 -0.0079 1.0000 0.3446
-2.500 -0.4300 0.03600 0.02681 -0.0058 1.0000 0.3689
-2.250 -0.4160 0.03597 0.02674 -0.0038 1.0000 0.3895
-2.000 -0.4026 0.03594 0.02658 -0.0018 1.0000 0.4144
-1.750 -0.3892 0.03567 0.02635 0.0003 1.0000 0.4346
-1.500 -0.3738 0.03522 0.02578 0.0017 1.0000 0.4514
-1.250 -0.3563 0.03471 0.02508 0.0025 1.0000 0.4649
-1.000 -0.3382 0.03428 0.02444 0.0031 1.0000 0.4787
-0.750 -0.3101 0.03423 0.02429 0.0018 0.9958 0.4970
-0.500 -0.2594 0.03477 0.02461 -0.0036 0.9797 0.5247
-0.250 -0.2064 0.03511 0.02478 -0.0095 0.9648 0.5560
0.000 -0.1536 0.03539 0.02504 -0.0152 0.9505 0.5906
0.250 -0.1034 0.03565 0.02539 -0.0204 0.9367 0.6274
0.500 -0.0547 0.03591 0.02582 -0.0252 0.9226 0.6689
0.750 -0.0051 0.03600 0.02629 -0.0301 0.9085 0.7265
1.000 0.1217 0.03671 0.02745 -0.0515 0.8931 1.0000
1.250 0.1625 0.03756 0.02800 -0.0552 0.8779 1.0000
1.500 0.1997 0.03839 0.02860 -0.0581 0.8626 1.0000
1.750 0.2332 0.03925 0.02927 -0.0601 0.8477 1.0000
2.000 0.2645 0.04012 0.02998 -0.0616 0.8331 1.0000
2.250 0.2941 0.04102 0.03075 -0.0628 0.8192 1.0000
2.500 0.3256 0.04193 0.03154 -0.0642 0.8064 1.0000
2.750 0.3639 0.04272 0.03224 -0.0664 0.7952 1.0000
3.000 0.3777 0.04384 0.03329 -0.0652 0.7819 1.0000
3.250 0.3938 0.04504 0.03443 -0.0645 0.7700 1.0000
3.500 0.4268 0.04596 0.03530 -0.0658 0.7609 1.0000
3.750 0.4400 0.04724 0.03656 -0.0647 0.7500 1.0000
4.000 0.4511 0.04869 0.03798 -0.0635 0.7403 1.0000
4.250 0.4847 0.04959 0.03887 -0.0648 0.7322 1.0000
4.500 0.4825 0.05147 0.04073 -0.0622 0.7226 1.0000
4.750 0.5193 0.05233 0.04162 -0.0637 0.7150 1.0000
5.000 0.5123 0.05444 0.04372 -0.0609 0.7061 1.0000
5.250 0.5408 0.05559 0.04490 -0.0615 0.6984 1.0000
5.500 0.5393 0.05765 0.04697 -0.0595 0.6903 1.0000
5.750 0.5645 0.05895 0.04831 -0.0597 0.6824 1.0000
6.000 0.5659 0.06099 0.05039 -0.0581 0.6741 1.0000
6.250 0.5859 0.06250 0.05195 -0.0579 0.6658 1.0000
6.500 0.5946 0.06436 0.05386 -0.0569 0.6571 1.0000
6.750 0.6053 0.06622 0.05578 -0.0560 0.6480 1.0000
7.000 0.6429 0.06701 0.05670 -0.0568 0.6375 1.0000
7.250 0.6284 0.06985 0.05956 -0.0544 0.6282 1.0000
7.500 0.6492 0.07134 0.06115 -0.0540 0.6172 1.0000
7.750 0.6894 0.07189 0.06184 -0.0546 0.6049 1.0000
8.000 0.6693 0.07519 0.06517 -0.0522 0.5948 1.0000
8.250 0.6831 0.07694 0.06702 -0.0514 0.5821 1.0000
8.500 0.7046 0.07834 0.06855 -0.0509 0.5693 1.0000
8.750 0.7305 0.07940 0.06976 -0.0504 0.5556 1.0000
9.000 0.7398 0.08143 0.07190 -0.0494 0.5429 1.0000
9.250 0.7412 0.08392 0.07448 -0.0482 0.5295 1.0000
9.500 0.7445 0.08650 0.07718 -0.0473 0.5169 1.0000
9.750 0.7578 0.08827 0.07908 -0.0463 0.5019 1.0000
10.000 0.7679 0.09042 0.08135 -0.0454 0.4881 1.0000
10.250 0.7813 0.09217 0.08324 -0.0444 0.4724 1.0000
10.500 0.7936 0.09401 0.08522 -0.0433 0.4569 1.0000
10.750 0.8111 0.09519 0.08660 -0.0419 0.4393 1.0000
11.000 0.8701 0.09146 0.08324 -0.0387 0.4167 1.0000
11.250 0.9038 0.08813 0.08023 -0.0345 0.3884 1.0000
11.500 1.0758 0.04983 0.04051 -0.0102 0.1806 1.0000
11.750 1.0705 0.05291 0.04320 -0.0077 0.1562 1.0000
12.000 1.0761 0.05535 0.04544 -0.0056 0.1377 1.0000
12.250 1.0928 0.05719 0.04717 -0.0038 0.1234 1.0000
12.500 1.1290 0.05868 0.04867 -0.0024 0.1115 1.0000
12.750 1.1681 0.06078 0.05076 -0.0019 0.1028 1.0000
13.000 1.1800 0.06355 0.05380 -0.0007 0.0984 1.0000
13.250 1.2066 0.06652 0.05688 -0.0002 0.0946 1.0000
13.500 1.2301 0.07078 0.06130 0.0000 0.0925 1.0000
13.750 1.2190 0.07449 0.06536 0.0020 0.0922 1.0000
14.000 1.2036 0.07850 0.06968 0.0037 0.0920 1.0000
14.250 1.1847 0.08282 0.07428 0.0048 0.0920 1.0000
14.500 1.1630 0.08761 0.07933 0.0054 0.0921 1.0000
14.750 1.1456 0.09269 0.08461 0.0053 0.0925 1.0000
15.000 1.0397 0.10514 0.09765 -0.0010 0.0979 1.0000
15.250 0.9802 0.11832 0.11100 -0.0085 0.1017 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 28 AIRFOIL (usa28-il)