USA 32 AIRFOIL (usa32-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 32 AIRFOIL (usa32-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 39.84 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa32-il-100000.txt Download as CSV file: xf-usa32-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 32 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.0235 0.11124 0.10677 -0.0844 0.8828 0.1062
-7.250 -0.0511 0.11180 0.10738 -0.0829 0.8677 0.1072
-7.000 -0.0852 0.11301 0.10863 -0.0814 0.8528 0.1078
-6.750 -0.0326 0.10537 0.10098 -0.0812 0.8527 0.1115
-6.500 -0.0146 0.10227 0.09785 -0.0835 0.8495 0.1163
-6.250 -0.0387 0.10232 0.09795 -0.0784 0.8361 0.1173
-6.000 -0.0599 0.10239 0.09803 -0.0776 0.8250 0.1205
-5.750 -0.0604 0.09960 0.09522 -0.0802 0.8179 0.1228
-5.500 -0.0297 0.09514 0.09075 -0.0796 0.8161 0.1261
-5.250 -0.0488 0.09500 0.09065 -0.0745 0.8044 0.1274
-5.000 -0.0330 0.09308 0.08854 -0.0840 0.7988 0.1366
-4.750 -0.0521 0.09218 0.08772 -0.0775 0.7878 0.1370
-4.500 -0.0322 0.08832 0.08389 -0.0750 0.7847 0.1402
-4.250 0.0001 0.08563 0.08100 -0.0832 0.7814 0.1518
-4.000 -0.0228 0.08545 0.08089 -0.0764 0.7696 0.1523
-3.750 -0.0010 0.08171 0.07717 -0.0752 0.7668 0.1556
-3.250 0.0171 0.07896 0.07422 -0.0764 0.7519 0.1680
-3.000 0.0423 0.07519 0.07045 -0.0758 0.7495 0.1717
-2.750 0.0486 0.07729 0.07228 -0.0775 0.7377 0.1831
-2.500 0.0672 0.07243 0.06748 -0.0761 0.7347 0.1848
-2.250 0.0964 0.06894 0.06397 -0.0762 0.7325 0.1901
-2.000 0.0881 0.06939 0.06439 -0.0723 0.7208 0.1953
-1.750 0.1317 0.05304 0.04637 -0.0815 0.7191 0.1079
-1.500 0.1658 0.05009 0.04334 -0.0818 0.7167 0.1046
-1.250 0.1589 0.04663 0.03876 -0.0768 0.7065 0.0960
-1.000 0.1933 0.04466 0.03626 -0.0768 0.7028 0.0953
-0.750 0.2370 0.04237 0.03369 -0.0782 0.7006 0.0968
-0.500 0.2376 0.04303 0.03426 -0.0745 0.6893 0.0976
-0.250 0.2797 0.04143 0.03242 -0.0757 0.6860 0.0986
0.000 0.3281 0.03971 0.03055 -0.0777 0.6842 0.1006
0.250 0.3802 0.03791 0.02862 -0.0802 0.6830 0.1049
0.500 0.3755 0.03932 0.02999 -0.0759 0.6694 0.1064
0.750 0.4274 0.03761 0.02831 -0.0786 0.6680 0.1184
1.000 0.4279 0.03897 0.02970 -0.0751 0.6554 0.1232
1.250 0.4914 0.03744 0.02856 -0.0800 0.6538 0.1846
1.500 0.5103 0.03696 0.02808 -0.0758 0.6514 0.2578
1.750 0.5231 0.03767 0.02880 -0.0724 0.6451 0.2845
2.000 0.5805 0.03597 0.02700 -0.0746 0.6472 0.3256
2.250 0.5717 0.03768 0.02870 -0.0696 0.6338 0.3325
2.500 0.5588 0.03988 0.03092 -0.0644 0.6197 0.3376
2.750 0.6055 0.03853 0.02939 -0.0660 0.6179 0.3619
3.000 0.6615 0.03661 0.02744 -0.0693 0.6167 0.3901
3.250 0.7280 0.03461 0.02529 -0.0747 0.6156 0.4050
3.500 0.8136 0.03247 0.02298 -0.0838 0.6144 0.4140
3.750 0.9515 0.03007 0.02036 -0.1034 0.6125 0.4332
4.000 0.8910 0.03290 0.02332 -0.0890 0.5984 0.4308
4.250 1.0009 0.03090 0.02119 -0.1032 0.5954 0.4482
4.500 0.9458 0.03376 0.02416 -0.0900 0.5828 0.4459
4.750 1.0104 0.03263 0.02299 -0.0960 0.5786 0.4622
5.000 1.0860 0.03134 0.02165 -0.1041 0.5754 0.4901
5.250 0.9971 0.03540 0.02588 -0.0859 0.5621 0.4773
5.500 1.2722 0.03193 0.02317 -0.1322 0.5584 1.0000
5.750 1.2303 0.03376 0.02511 -0.1204 0.5504 1.0000
6.000 1.2295 0.03478 0.02612 -0.1158 0.5438 1.0000
6.250 1.2895 0.03423 0.02539 -0.1211 0.5401 1.0000
6.500 1.1919 0.03877 0.03020 -0.1023 0.5298 1.0000
6.750 1.2173 0.03902 0.03039 -0.1019 0.5254 1.0000
7.000 1.2809 0.03777 0.02899 -0.1070 0.5227 1.0000
7.250 1.1334 0.04700 0.03856 -0.0855 0.5076 1.0000
7.500 1.1883 0.04522 0.03666 -0.0881 0.5064 1.0000
7.750 1.2528 0.04321 0.03454 -0.0922 0.5051 1.0000
9.500 0.8320 0.10482 0.09696 -0.0616 0.4269 1.0000
9.750 0.8600 0.10455 0.09665 -0.0608 0.4229 1.0000
10.000 0.9072 0.10192 0.09393 -0.0600 0.4205 1.0000
10.250 0.8463 0.11225 0.10439 -0.0596 0.4100 1.0000
10.500 0.8757 0.11173 0.10384 -0.0587 0.4057 1.0000
10.750 0.9217 0.10916 0.10121 -0.0577 0.4033 1.0000
11.000 0.8777 0.11717 0.10932 -0.0575 0.3905 1.0000
11.250 0.9155 0.11547 0.10759 -0.0564 0.3873 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 32 AIRFOIL (usa32-il)