USA 33 AIRFOIL (usa33-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 33 AIRFOIL (usa33-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 45.23 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa33-il-100000.txt Download as CSV file: xf-usa33-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 33 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2433 0.10738 0.10279 -0.0270 1.0000 0.1199
-8.500 -0.2430 0.10572 0.10121 -0.0278 0.9956 0.1221
-8.250 -0.2483 0.10246 0.09793 -0.0435 0.9801 0.1268
-8.000 -0.2140 0.09680 0.09228 -0.0457 0.9722 0.1281
-7.750 -0.1739 0.09221 0.08768 -0.0485 0.9662 0.1306
-7.500 -0.1494 0.08819 0.08366 -0.0540 0.9541 0.1344
-7.250 -0.1837 0.08596 0.08117 -0.0703 0.9275 0.1392
-7.000 -0.1281 0.07919 0.07456 -0.0704 0.9254 0.1408
-6.750 -0.0873 0.07507 0.07045 -0.0737 0.9182 0.1449
-6.500 -0.0992 0.07360 0.06864 -0.0813 0.8977 0.1521
-6.250 -0.0786 0.06899 0.06404 -0.0828 0.8848 0.1535
-6.000 -0.0411 0.06469 0.05976 -0.0851 0.8770 0.1559
-5.750 -0.0269 0.06233 0.05733 -0.0851 0.8618 0.1592
-5.500 -0.0422 0.06346 0.05798 -0.0845 0.8441 0.1666
-5.250 -0.0189 0.05865 0.05319 -0.0854 0.8357 0.1681
-5.000 -0.0063 0.05617 0.05078 -0.0837 0.8230 0.1700
-4.750 0.0127 0.05400 0.04851 -0.0833 0.8147 0.1745
-4.500 0.0048 0.05509 0.04917 -0.0801 0.8012 0.1824
-4.250 0.0267 0.05101 0.04518 -0.0800 0.7942 0.1846
-4.000 0.0360 0.04933 0.04352 -0.0777 0.7830 0.1872
-3.750 0.0463 0.05105 0.04462 -0.0751 0.7739 0.1978
-3.500 0.0576 0.04711 0.04084 -0.0736 0.7634 0.1993
-3.250 0.0755 0.04459 0.03830 -0.0723 0.7545 0.2019
-3.000 0.0904 0.04316 0.03679 -0.0704 0.7456 0.2069
-2.750 0.1020 0.04218 0.03560 -0.0680 0.7367 0.2168
-2.500 0.1287 0.03896 0.03168 -0.0671 0.7311 0.1689
-2.250 0.1414 0.03350 0.02510 -0.0632 0.7244 0.1269
-2.000 0.1611 0.03280 0.02451 -0.0619 0.7162 0.1292
-1.750 0.1879 0.03180 0.02336 -0.0612 0.7102 0.1318
-1.500 0.2064 0.03096 0.02235 -0.0593 0.7024 0.1334
-1.250 0.2286 0.02990 0.02107 -0.0578 0.6946 0.1347
-1.000 0.2592 0.02858 0.01937 -0.0573 0.6888 0.1380
-0.750 0.2780 0.02828 0.01910 -0.0557 0.6805 0.1420
-0.500 0.3025 0.02788 0.01864 -0.0547 0.6728 0.1478
-0.250 0.3357 0.02692 0.01745 -0.0547 0.6672 0.1547
0.000 0.3528 0.02690 0.01749 -0.0527 0.6577 0.1621
0.250 0.3807 0.02636 0.01690 -0.0521 0.6500 0.1751
0.500 0.4110 0.02576 0.01613 -0.0517 0.6435 0.1983
0.750 0.4294 0.02545 0.01598 -0.0501 0.6335 0.2191
1.000 0.4618 0.02480 0.01531 -0.0503 0.6268 0.2430
1.250 0.4839 0.02467 0.01529 -0.0492 0.6173 0.2587
1.500 0.5150 0.02423 0.01492 -0.0494 0.6084 0.2789
1.750 0.5462 0.02392 0.01466 -0.0496 0.6002 0.2994
2.000 0.5677 0.02383 0.01466 -0.0482 0.5897 0.3152
2.250 0.6001 0.02344 0.01419 -0.0483 0.5831 0.3328
2.500 0.6111 0.02378 0.01466 -0.0454 0.5717 0.3458
2.750 0.6383 0.02334 0.01431 -0.0447 0.5642 0.3808
3.000 0.8814 0.02237 0.01441 -0.0833 0.5384 1.0000
3.250 0.8969 0.02259 0.01458 -0.0809 0.5269 1.0000
3.500 0.9204 0.02265 0.01444 -0.0797 0.5183 1.0000
3.750 0.9335 0.02300 0.01481 -0.0770 0.5076 1.0000
4.000 0.9597 0.02302 0.01460 -0.0762 0.5005 1.0000
4.250 0.9688 0.02357 0.01525 -0.0730 0.4904 1.0000
4.500 0.9910 0.02362 0.01516 -0.0717 0.4826 1.0000
4.750 1.0047 0.02401 0.01555 -0.0691 0.4737 1.0000
5.000 1.0222 0.02412 0.01561 -0.0671 0.4649 1.0000
5.250 1.0412 0.02427 0.01566 -0.0652 0.4568 1.0000
5.500 1.0535 0.02453 0.01595 -0.0624 0.4475 1.0000
5.750 1.0775 0.02446 0.01569 -0.0613 0.4399 1.0000
6.000 1.0844 0.02487 0.01620 -0.0576 0.4302 1.0000
6.250 1.1101 0.02470 0.01582 -0.0568 0.4226 1.0000
6.500 1.1147 0.02523 0.01648 -0.0528 0.4133 1.0000
6.750 1.1370 0.02517 0.01625 -0.0515 0.4053 1.0000
7.000 1.1443 0.02563 0.01679 -0.0479 0.3964 1.0000
7.250 1.1632 0.02572 0.01676 -0.0461 0.3883 1.0000
7.500 1.1736 0.02617 0.01723 -0.0431 0.3801 1.0000
7.750 1.1883 0.02649 0.01750 -0.0408 0.3721 1.0000
8.000 1.2055 0.02688 0.01781 -0.0389 0.3648 1.0000
8.250 1.2131 0.02744 0.01843 -0.0355 0.3567 1.0000
8.500 1.2406 0.02768 0.01843 -0.0353 0.3493 1.0000
8.750 1.2384 0.02847 0.01940 -0.0305 0.3416 1.0000
9.000 1.2572 0.02880 0.01962 -0.0290 0.3339 1.0000
9.250 1.2648 0.02949 0.02034 -0.0258 0.3267 1.0000
9.500 1.2721 0.03012 0.02099 -0.0227 0.3196 1.0000
9.750 1.3004 0.03050 0.02116 -0.0227 0.3128 1.0000
10.000 1.2923 0.03146 0.02233 -0.0174 0.3069 1.0000
10.250 1.2995 0.03211 0.02301 -0.0143 0.3011 1.0000
10.500 1.3313 0.03252 0.02322 -0.0150 0.2950 1.0000
10.750 1.3150 0.03354 0.02446 -0.0086 0.2906 1.0000
11.000 1.3129 0.03440 0.02541 -0.0046 0.2852 1.0000
11.250 1.3322 0.03482 0.02576 -0.0034 0.2799 1.0000
11.500 1.3386 0.03572 0.02671 -0.0009 0.2754 1.0000
11.750 1.3266 0.03711 0.02828 0.0035 0.2708 1.0000
12.000 1.3310 0.03792 0.02912 0.0060 0.2654 1.0000
12.250 1.3510 0.03817 0.02925 0.0069 0.2597 1.0000
12.500 1.3320 0.04026 0.03158 0.0108 0.2553 1.0000
12.750 1.3281 0.04168 0.03310 0.0131 0.2498 1.0000
13.000 1.3491 0.04165 0.03291 0.0140 0.2437 1.0000
13.250 1.3257 0.04462 0.03616 0.0167 0.2392 1.0000
13.500 1.3192 0.04659 0.03822 0.0184 0.2335 1.0000
13.750 1.3337 0.04699 0.03851 0.0193 0.2274 1.0000
14.000 1.3075 0.05093 0.04271 0.0207 0.2220 1.0000
14.250 1.3099 0.05238 0.04415 0.0216 0.2152 1.0000
14.500 1.2963 0.05561 0.04749 0.0222 0.2088 1.0000
14.750 1.2882 0.05837 0.05030 0.0226 0.2013 1.0000
15.000 1.2758 0.06183 0.05382 0.0227 0.1936 1.0000
15.250 1.2811 0.06328 0.05513 0.0232 0.1844 1.0000
15.500 1.2547 0.06887 0.06089 0.0225 0.1760 1.0000
15.750 1.2543 0.07130 0.06321 0.0227 0.1670 1.0000
16.000 1.2521 0.07407 0.06590 0.0227 0.1585 1.0000
16.250 1.2380 0.07868 0.07060 0.0220 0.1521 1.0000
16.500 1.2439 0.08059 0.07242 0.0222 0.1462 1.0000
16.750 1.2412 0.08383 0.07571 0.0220 0.1421 1.0000
17.000 1.2201 0.08984 0.08191 0.0204 0.1384 1.0000
17.250 1.2238 0.09230 0.08438 0.0202 0.1353 1.0000
17.500 1.2567 0.09052 0.08238 0.0219 0.1323 1.0000
17.750 1.2139 0.09999 0.09221 0.0185 0.1306 1.0000
18.000 0.7694 0.20433 0.19735 -0.0334 0.1762 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 33 AIRFOIL (usa33-il)