USA 33 AIRFOIL (usa33-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 33 AIRFOIL (usa33-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 47.64 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa33-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-usa33-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2233 0.12047 0.11502 -0.0357 1.0000 0.0837
-10.500 -0.2333 0.11811 0.11272 -0.0377 1.0000 0.0848
-10.250 -0.2308 0.11525 0.10994 -0.0377 1.0000 0.0853
-10.000 -0.2183 0.11269 0.10745 -0.0363 1.0000 0.0865
-9.750 -0.2137 0.11051 0.10534 -0.0357 1.0000 0.0879
-9.500 -0.2141 0.10835 0.10327 -0.0354 1.0000 0.0895
-9.250 -0.2066 0.10473 0.09969 -0.0393 0.9860 0.0915
-9.000 -0.2019 0.10054 0.09551 -0.0459 0.9655 0.0924
-8.750 -0.1922 0.09616 0.09112 -0.0518 0.9442 0.0926
-8.500 -0.1835 0.08718 0.08203 -0.0582 0.9278 0.0710
-8.250 -0.1602 0.08299 0.07780 -0.0633 0.9105 0.0705
-8.000 -0.1404 0.07832 0.07306 -0.0696 0.8921 0.0698
-7.750 -0.1269 0.07340 0.06803 -0.0762 0.8725 0.0687
-7.500 -0.1553 0.06559 0.05992 -0.0814 0.8493 0.0650
-7.250 -0.1460 0.06240 0.05659 -0.0826 0.8338 0.0647
-7.000 -0.1413 0.05934 0.05338 -0.0827 0.8185 0.0643
-6.750 -0.1389 0.05616 0.05004 -0.0822 0.8042 0.0642
-6.500 -0.1380 0.05244 0.04607 -0.0815 0.7918 0.0644
-6.250 -0.1424 0.04794 0.04124 -0.0797 0.7791 0.0649
-6.000 -0.1338 0.04540 0.03851 -0.0782 0.7677 0.0655
-5.750 -0.1243 0.04289 0.03579 -0.0765 0.7566 0.0658
-5.500 -0.1195 0.03914 0.03167 -0.0741 0.7467 0.0659
-5.250 -0.1093 0.03639 0.02862 -0.0720 0.7370 0.0663
-5.000 -0.0941 0.03450 0.02646 -0.0702 0.7285 0.0672
-4.750 -0.0803 0.03239 0.02404 -0.0682 0.7189 0.0685
-4.500 -0.0652 0.02968 0.02078 -0.0662 0.7116 0.0700
-4.250 -0.0479 0.02752 0.01813 -0.0644 0.7025 0.0709
-4.000 -0.0252 0.02637 0.01676 -0.0633 0.6944 0.0717
-3.750 -0.0007 0.02568 0.01595 -0.0625 0.6877 0.0727
-3.500 0.0224 0.02508 0.01528 -0.0616 0.6793 0.0741
-3.250 0.0477 0.02429 0.01427 -0.0608 0.6717 0.0760
-3.000 0.0731 0.02341 0.01314 -0.0600 0.6631 0.0779
-2.750 0.0974 0.02298 0.01269 -0.0591 0.6534 0.0792
-2.500 0.1231 0.02250 0.01211 -0.0583 0.6448 0.0807
-2.250 0.1478 0.02201 0.01156 -0.0575 0.6352 0.0825
-2.000 0.1752 0.02150 0.01089 -0.0570 0.6284 0.0851
-1.750 0.1998 0.02132 0.01076 -0.0562 0.6215 0.0878
-1.500 0.2254 0.02102 0.01043 -0.0555 0.6143 0.0912
-1.250 0.2522 0.02073 0.01011 -0.0550 0.6082 0.0944
-1.000 0.2780 0.02053 0.00992 -0.0543 0.6021 0.0984
-0.750 0.3024 0.02038 0.00981 -0.0534 0.5948 0.1038
-0.500 0.3281 0.02024 0.00967 -0.0527 0.5884 0.1119
-0.250 0.3542 0.02017 0.00960 -0.0520 0.5825 0.1224
0.000 0.3775 0.02019 0.00969 -0.0509 0.5752 0.1346
0.250 0.4023 0.02026 0.00974 -0.0500 0.5688 0.1484
0.500 0.4287 0.02035 0.00972 -0.0494 0.5633 0.1620
0.750 0.4512 0.02047 0.00983 -0.0481 0.5558 0.1733
1.000 0.4752 0.02050 0.00990 -0.0472 0.5485 0.1836
1.250 0.5017 0.02050 0.00983 -0.0467 0.5423 0.1950
1.500 0.5243 0.02058 0.00993 -0.0455 0.5347 0.2050
1.750 0.5485 0.02055 0.00996 -0.0447 0.5273 0.2152
2.000 0.5747 0.02050 0.00986 -0.0441 0.5212 0.2248
2.250 0.5963 0.02054 0.00995 -0.0428 0.5133 0.2339
2.500 0.6182 0.02051 0.00994 -0.0415 0.5053 0.2411
2.750 0.6428 0.02048 0.00981 -0.0406 0.4988 0.2479
3.000 0.6613 0.02058 0.00998 -0.0388 0.4896 0.2539
3.250 0.6827 0.02055 0.00996 -0.0374 0.4817 0.2618
3.500 0.7031 0.02060 0.01000 -0.0359 0.4729 0.2724
3.750 0.7222 0.02057 0.01004 -0.0341 0.4629 0.2881
4.000 0.7376 0.02019 0.01004 -0.0318 0.4538 0.4021
4.250 0.8436 0.01983 0.01092 -0.0463 0.4345 0.9461
4.500 0.8876 0.02017 0.01116 -0.0493 0.4220 0.9701
4.750 0.9372 0.02050 0.01144 -0.0538 0.4081 0.9878
5.000 0.9879 0.02077 0.01160 -0.0587 0.3939 1.0000
5.250 1.0009 0.02101 0.01173 -0.0560 0.3849 1.0000
5.500 1.0129 0.02131 0.01200 -0.0531 0.3750 1.0000
5.750 1.0245 0.02161 0.01217 -0.0502 0.3664 1.0000
6.000 1.0354 0.02196 0.01250 -0.0472 0.3574 1.0000
6.250 1.0459 0.02232 0.01277 -0.0441 0.3495 1.0000
6.500 1.0558 0.02271 0.01313 -0.0410 0.3416 1.0000
6.750 1.0648 0.02312 0.01349 -0.0378 0.3338 1.0000
7.000 1.0739 0.02355 0.01382 -0.0345 0.3271 1.0000
7.250 1.0819 0.02400 0.01430 -0.0312 0.3199 1.0000
7.500 1.0890 0.02445 0.01471 -0.0278 0.3135 1.0000
7.750 1.0950 0.02490 0.01510 -0.0241 0.3081 1.0000
8.000 1.0998 0.02539 0.01564 -0.0204 0.3019 1.0000
8.250 1.1053 0.02591 0.01615 -0.0169 0.2960 1.0000
8.500 1.1120 0.02647 0.01663 -0.0137 0.2905 1.0000
8.750 1.1170 0.02713 0.01737 -0.0105 0.2838 1.0000
9.000 1.1221 0.02784 0.01809 -0.0075 0.2770 1.0000
9.250 1.1284 0.02858 0.01878 -0.0048 0.2712 1.0000
9.500 1.1337 0.02945 0.01974 -0.0023 0.2645 1.0000
9.750 1.1392 0.03036 0.02066 0.0001 0.2586 1.0000
10.000 1.1451 0.03133 0.02164 0.0022 0.2530 1.0000
10.250 1.1504 0.03244 0.02283 0.0042 0.2467 1.0000
10.500 1.1557 0.03359 0.02400 0.0061 0.2414 1.0000
10.750 1.1603 0.03487 0.02530 0.0078 0.2357 1.0000
11.000 1.1640 0.03629 0.02679 0.0093 0.2295 1.0000
11.250 1.1675 0.03775 0.02826 0.0108 0.2242 1.0000
11.500 1.1716 0.03930 0.02988 0.0121 0.2192 1.0000
11.750 1.1745 0.04102 0.03166 0.0132 0.2138 1.0000
12.000 1.1771 0.04277 0.03342 0.0143 0.2092 1.0000
12.250 1.1796 0.04466 0.03537 0.0151 0.2045 1.0000
12.500 1.1804 0.04676 0.03755 0.0159 0.1993 1.0000
12.750 1.1797 0.04901 0.03981 0.0166 0.1942 1.0000
13.000 1.1788 0.05144 0.04232 0.0170 0.1891 1.0000
13.250 1.1781 0.05393 0.04487 0.0174 0.1845 1.0000
13.500 1.1763 0.05652 0.04747 0.0177 0.1799 1.0000
13.750 1.1720 0.05960 0.05064 0.0177 0.1743 1.0000
14.000 1.1663 0.06289 0.05397 0.0176 0.1685 1.0000
14.250 1.1608 0.06623 0.05735 0.0174 0.1631 1.0000
14.500 1.1537 0.06996 0.06120 0.0169 0.1578 1.0000
14.750 1.1474 0.07357 0.06483 0.0164 0.1526 1.0000
15.000 1.1377 0.07790 0.06929 0.0155 0.1466 1.0000
15.250 1.1288 0.08212 0.07358 0.0147 0.1408 1.0000
15.500 1.1177 0.08686 0.07844 0.0135 0.1343 1.0000
15.750 1.1074 0.09152 0.08315 0.0122 0.1277 1.0000
16.000 1.0949 0.09671 0.08846 0.0107 0.1199 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 33 AIRFOIL (usa33-il)