USA 32 AIRFOIL (usa32-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 32 AIRFOIL (usa32-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.51 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa32-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-usa32-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.0610 0.13280 0.12624 -0.0733 0.9115 0.1178
-9.000 -0.0682 0.13264 0.12612 -0.0766 0.9039 0.1201
-8.750 -0.0638 0.12979 0.12332 -0.0773 0.8967 0.1209
-8.500 -0.0421 0.12484 0.11835 -0.0768 0.8907 0.1233
-8.250 -0.0254 0.12150 0.11500 -0.0788 0.8859 0.1265
-8.000 -0.0259 0.11969 0.11323 -0.0780 0.8760 0.1291
-7.750 -0.0262 0.11812 0.11168 -0.0800 0.8686 0.1333
-7.500 -0.0482 0.11844 0.11207 -0.0787 0.8558 0.1345
-7.250 -0.0543 0.11687 0.11055 -0.0803 0.8490 0.1352
-7.000 -0.0186 0.11106 0.10469 -0.0787 0.8441 0.1402
-6.750 -0.0210 0.10939 0.10305 -0.0775 0.8348 0.1431
-6.500 -0.0316 0.10838 0.10208 -0.0758 0.8254 0.1462
-6.250 -0.0450 0.10771 0.10143 -0.0761 0.8155 0.1489
-6.000 -0.0629 0.10745 0.10118 -0.0749 0.8036 0.1497
-5.750 -0.0559 0.10459 0.09830 -0.0767 0.7977 0.1501
-5.250 -0.0576 0.09357 0.08704 -0.0794 0.7820 0.0927
-5.000 -0.0388 0.09038 0.08384 -0.0784 0.7789 0.0899
-4.750 -0.0494 0.08923 0.08271 -0.0752 0.7681 0.0890
-4.500 -0.0338 0.08567 0.07906 -0.0770 0.7636 0.0871
-4.000 -0.0202 0.07821 0.07125 -0.0802 0.7488 0.0803
-3.750 0.0030 0.07494 0.06786 -0.0814 0.7456 0.0792
-3.500 -0.0008 0.07382 0.06669 -0.0786 0.7353 0.0786
-3.250 0.0221 0.07035 0.06303 -0.0800 0.7313 0.0774
-3.000 0.0300 0.06825 0.06079 -0.0791 0.7235 0.0771
-2.750 0.0485 0.06515 0.05745 -0.0796 0.7178 0.0776
-2.500 0.0763 0.06073 0.05264 -0.0814 0.7144 0.0780
-2.250 0.0834 0.05840 0.05000 -0.0798 0.7062 0.0777
-2.000 0.1057 0.05512 0.04624 -0.0798 0.7013 0.0772
-1.750 0.1361 0.05166 0.04211 -0.0803 0.6981 0.0774
-1.500 0.1448 0.05082 0.04088 -0.0779 0.6894 0.0777
-1.250 0.1727 0.04910 0.03860 -0.0778 0.6846 0.0795
-1.000 0.2090 0.04749 0.03661 -0.0786 0.6814 0.0820
-0.750 0.2176 0.04780 0.03682 -0.0763 0.6718 0.0837
-0.500 0.2498 0.04687 0.03565 -0.0767 0.6672 0.0860
-0.250 0.3000 0.04569 0.03408 -0.0798 0.6644 0.0894
0.000 0.3174 0.04638 0.03456 -0.0792 0.6543 0.0917
0.250 0.3616 0.04577 0.03388 -0.0818 0.6500 0.0989
0.500 0.4127 0.04481 0.03286 -0.0852 0.6473 0.1112
1.000 0.4595 0.04555 0.03401 -0.0844 0.6321 0.1581
1.250 0.4912 0.04525 0.03356 -0.0837 0.6291 0.2231
1.750 0.5020 0.04731 0.03557 -0.0765 0.6123 0.2788
2.000 0.5272 0.04702 0.03515 -0.0747 0.6096 0.3118
2.500 0.5485 0.04897 0.03697 -0.0704 0.5923 0.3495
2.750 0.5960 0.04811 0.03587 -0.0730 0.5903 0.3613
3.250 0.6289 0.05019 0.03778 -0.0717 0.5728 0.3719
3.750 0.6571 0.05262 0.04005 -0.0700 0.5556 0.3813
4.000 0.7003 0.05182 0.03912 -0.0718 0.5534 0.3886
4.500 0.7172 0.05494 0.04220 -0.0691 0.5363 0.4000
5.000 0.7303 0.05839 0.04564 -0.0661 0.5197 0.4110
5.500 0.7393 0.06242 0.04968 -0.0633 0.5037 0.4218
5.750 0.7684 0.06200 0.04925 -0.0631 0.5015 0.4326
6.250 0.7708 0.06665 0.05398 -0.0600 0.4858 0.4474
6.750 0.7688 0.07205 0.05953 -0.0573 0.4712 0.4655
7.000 0.7928 0.07209 0.05972 -0.0569 0.4687 0.4913
8.000 0.8446 0.08588 0.07430 -0.0652 0.4419 1.0000
8.250 0.8566 0.08749 0.07587 -0.0644 0.4377 1.0000
8.500 0.8780 0.08805 0.07636 -0.0637 0.4351 1.0000
9.000 0.8615 0.09607 0.08445 -0.0619 0.4218 1.0000
9.250 0.8789 0.09709 0.08542 -0.0612 0.4186 1.0000
9.500 0.9029 0.09733 0.08561 -0.0606 0.4164 1.0000
10.000 0.8868 0.10516 0.09354 -0.0591 0.4020 1.0000
10.250 0.9128 0.10498 0.09331 -0.0583 0.3992 1.0000
10.500 0.8894 0.11046 0.09887 -0.0576 0.3881 1.0000
10.750 0.9100 0.11075 0.09914 -0.0568 0.3838 1.0000
11.000 0.9383 0.11011 0.09848 -0.0560 0.3810 1.0000
11.250 0.9118 0.11611 0.10457 -0.0557 0.3692 1.0000
11.500 0.9320 0.11647 0.10493 -0.0549 0.3654 1.0000
11.750 0.9581 0.11612 0.10457 -0.0541 0.3630 1.0000
12.000 0.9305 0.12248 0.11103 -0.0542 0.3508 1.0000
12.250 0.9511 0.12274 0.11132 -0.0535 0.3472 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 32 AIRFOIL (usa32-il)