USA 32 AIRFOIL (usa32-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 32 AIRFOIL (usa32-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.49 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa32-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa32-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2830 0.16662 0.16066 -0.0208 1.0000 0.1333
-10.500 -0.2957 0.16718 0.16132 -0.0203 1.0000 0.1352
-10.250 -0.3145 0.16888 0.16314 -0.0198 1.0000 0.1359
-10.000 -0.3151 0.16578 0.16012 -0.0186 1.0000 0.1369
-9.750 -0.3058 0.16141 0.15578 -0.0165 1.0000 0.1393
-9.500 -0.3078 0.15964 0.15407 -0.0150 1.0000 0.1420
-9.250 -0.3134 0.15853 0.15303 -0.0137 1.0000 0.1449
-9.000 -0.3223 0.15793 0.15249 -0.0128 1.0000 0.1477
-8.750 -0.3389 0.15862 0.15327 -0.0122 1.0000 0.1499
-8.500 -0.3620 0.16030 0.15504 -0.0117 1.0000 0.1508
-8.250 -0.3567 0.15601 0.15081 -0.0104 1.0000 0.1523
-8.000 -0.3464 0.15206 0.14688 -0.0085 1.0000 0.1560
-7.750 -0.3502 0.15056 0.14542 -0.0073 1.0000 0.1595
-7.500 -0.3611 0.14984 0.14476 -0.0064 1.0000 0.1633
-7.250 -0.3808 0.15033 0.14533 -0.0056 1.0000 0.1653
-7.000 -0.4083 0.15156 0.14664 -0.0044 1.0000 0.1661
-6.750 -0.4403 0.15282 0.14798 -0.0025 1.0000 0.1665
-6.500 -0.3907 0.14320 0.13835 -0.0017 1.0000 0.1715
-6.250 -0.3962 0.14147 0.13666 -0.0002 1.0000 0.1745
-6.000 -0.4088 0.14033 0.13557 0.0013 1.0000 0.1776
-5.750 -0.4306 0.13996 0.13528 0.0033 1.0000 0.1801
-5.500 -0.4567 0.14071 0.13607 0.0032 1.0000 0.1820
-5.250 -0.4713 0.14009 0.13549 0.0017 1.0000 0.1832
-5.000 -0.4582 0.13405 0.12950 0.0059 1.0000 0.1859
-4.750 -0.4573 0.13138 0.12687 0.0076 1.0000 0.1893
-4.500 -0.4583 0.12947 0.12497 0.0076 0.9990 0.1938
-4.250 -0.4558 0.13198 0.12735 -0.0032 0.9933 0.2002
-4.000 -0.4438 0.12532 0.12080 0.0009 0.9883 0.2031
-3.750 -0.4288 0.12277 0.11824 0.0002 0.9828 0.2091
-3.500 -0.4138 0.12392 0.11922 -0.0095 0.9741 0.2185
-3.250 -0.4082 0.11882 0.11421 -0.0063 0.9695 0.2209
-3.000 -0.3932 0.11594 0.11133 -0.0067 0.9609 0.2262
-2.750 -0.3706 0.11778 0.11293 -0.0157 0.9527 0.2369
-2.500 -0.3567 0.11252 0.10776 -0.0143 0.9454 0.2397
-2.250 -0.3547 0.10960 0.10485 -0.0123 0.9379 0.2435
-2.000 -0.3192 0.11068 0.10567 -0.0208 0.9297 0.2561
-1.750 -0.3182 0.10620 0.10130 -0.0177 0.9206 0.2590
-1.500 -0.2993 0.10458 0.09964 -0.0187 0.9143 0.2673
-1.250 -0.2798 0.10342 0.09833 -0.0220 0.9036 0.2765
-1.000 -0.2640 0.10129 0.09619 -0.0220 0.8981 0.2819
-0.750 -0.2369 0.10197 0.09662 -0.0265 0.8866 0.2936
-0.500 -0.2226 0.09902 0.09369 -0.0260 0.8817 0.2969
-0.250 -0.2176 0.09693 0.09159 -0.0245 0.8723 0.3016
0.000 -0.1784 0.09744 0.09184 -0.0296 0.8653 0.3133
0.250 -0.1820 0.09509 0.08953 -0.0265 0.8585 0.3167
0.500 -0.1471 0.09523 0.08946 -0.0299 0.8497 0.3310
0.750 -0.1435 0.09382 0.08802 -0.0282 0.8456 0.3343
1.250 -0.0250 0.08738 0.07964 -0.0446 0.8317 0.1650
1.500 -0.0278 0.08612 0.07831 -0.0417 0.8277 0.1636
1.750 -0.0070 0.08527 0.07719 -0.0416 0.8193 0.1614
2.000 0.0319 0.08574 0.07714 -0.0438 0.8146 0.1630
2.250 0.0322 0.08465 0.07585 -0.0415 0.8103 0.1635
2.500 0.0568 0.08423 0.07493 -0.0422 0.8037 0.1659
2.750 0.0925 0.08615 0.07673 -0.0442 0.7986 0.1715
3.000 0.0976 0.08619 0.07666 -0.0428 0.7939 0.1753
3.250 0.1321 0.08746 0.07765 -0.0459 0.7856 0.1872
3.500 0.1744 0.09081 0.08090 -0.0495 0.7814 0.2122
3.750 0.1758 0.09096 0.08104 -0.0479 0.7770 0.2249
4.000 0.1945 0.09240 0.08252 -0.0472 0.7688 0.2789
4.250 0.2243 0.09565 0.08562 -0.0477 0.7647 0.3678
4.500 0.2189 0.09519 0.08507 -0.0451 0.7567 0.3924
4.750 0.2641 0.09769 0.08762 -0.0513 0.7505 0.4667
5.000 0.2972 0.10045 0.09039 -0.0552 0.7471 0.5085
5.250 0.3076 0.10097 0.09095 -0.0552 0.7378 0.5257
5.500 0.3464 0.10426 0.09418 -0.0587 0.7326 0.5391
5.750 0.3463 0.10468 0.09457 -0.0570 0.7238 0.5439
6.000 0.3740 0.10705 0.09695 -0.0587 0.7177 0.5564
6.250 0.3875 0.10902 0.09896 -0.0587 0.7135 0.5693
6.500 0.3979 0.10993 0.09996 -0.0581 0.7041 0.5866
6.750 0.4884 0.11754 0.10822 -0.0748 0.6988 1.0000
7.000 0.4847 0.11774 0.10836 -0.0726 0.6882 1.0000
7.250 0.5159 0.12136 0.11181 -0.0743 0.6832 1.0000
7.500 0.5094 0.12178 0.11218 -0.0720 0.6743 1.0000
7.750 0.5362 0.12472 0.11497 -0.0730 0.6674 1.0000
8.000 0.5365 0.12611 0.11630 -0.0716 0.6603 1.0000
8.250 0.5548 0.12830 0.11838 -0.0718 0.6518 1.0000
8.500 0.5741 0.13155 0.12152 -0.0724 0.6470 1.0000
8.750 0.5759 0.13224 0.12217 -0.0710 0.6355 1.0000
9.250 0.5970 0.13636 0.12615 -0.0702 0.6189 1.0000
9.500 0.6304 0.14055 0.13025 -0.0718 0.6126 1.0000
9.750 0.6177 0.14070 0.13040 -0.0697 0.6028 1.0000
10.000 0.6466 0.14425 0.13387 -0.0707 0.5948 1.0000
10.250 0.6395 0.14530 0.13492 -0.0693 0.5865 1.0000
10.500 0.6608 0.14813 0.13770 -0.0698 0.5773 1.0000
10.750 0.6623 0.15018 0.13976 -0.0693 0.5702 1.0000
11.000 0.6756 0.15236 0.14192 -0.0692 0.5602 1.0000
11.250 0.6959 0.15654 0.14606 -0.0700 0.5553 1.0000
11.500 0.6911 0.15684 0.14638 -0.0690 0.5434 1.0000
11.750 0.7204 0.16188 0.15138 -0.0702 0.5380 1.0000
12.000 0.7074 0.16145 0.15098 -0.0689 0.5271 1.0000
12.250 0.7379 0.16633 0.15586 -0.0700 0.5215 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 32 AIRFOIL (usa32-il)