USA 33 AIRFOIL (usa33-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 33 AIRFOIL (usa33-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.17 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa33-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa33-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.2416 0.14264 0.13475 -0.0300 1.0000 0.1641
-11.750 -0.2555 0.14342 0.13562 -0.0317 1.0000 0.1663
-11.500 -0.2491 0.13968 0.13196 -0.0320 1.0000 0.1677
-11.250 -0.2289 0.13454 0.12686 -0.0311 1.0000 0.1704
-11.000 -0.2207 0.13161 0.12399 -0.0309 1.0000 0.1736
-10.750 -0.2182 0.12941 0.12187 -0.0311 1.0000 0.1772
-10.500 -0.2268 0.12869 0.12124 -0.0320 1.0000 0.1806
-10.250 -0.2501 0.12980 0.12250 -0.0334 1.0000 0.1819
-10.000 -0.2234 0.12324 0.11598 -0.0320 1.0000 0.1840
-9.750 -0.2099 0.11965 0.11247 -0.0310 1.0000 0.1876
-9.500 -0.2082 0.11750 0.11043 -0.0305 1.0000 0.1918
-9.250 -0.2212 0.11686 0.10993 -0.0305 1.0000 0.1960
-9.000 -0.2528 0.11803 0.11132 -0.0302 1.0000 0.1975
-8.750 -0.2329 0.11290 0.10629 -0.0281 1.0000 0.2002
-8.500 -0.2323 0.11088 0.10440 -0.0252 1.0000 0.2033
-8.250 -0.2494 0.11065 0.10434 -0.0214 1.0000 0.2057
-8.000 -0.2734 0.11104 0.10490 -0.0173 1.0000 0.2075
-7.750 -0.2997 0.11151 0.10552 -0.0137 1.0000 0.2093
-7.500 -0.3296 0.11211 0.10626 -0.0107 1.0000 0.2112
-7.250 -0.3640 0.11277 0.10705 -0.0082 1.0000 0.2125
-7.000 -0.4055 0.11333 0.10770 -0.0082 0.9964 0.2135
-6.750 -0.3470 0.10648 0.10084 -0.0118 0.9896 0.2192
-6.500 -0.3358 0.10344 0.09779 -0.0168 0.9794 0.2267
-6.250 -0.3795 0.10400 0.09825 -0.0222 0.9642 0.2309
-6.000 -0.3272 0.09752 0.09189 -0.0220 0.9583 0.2364
-5.750 -0.3257 0.09530 0.08962 -0.0255 0.9481 0.2460
-5.500 -0.3267 0.09241 0.08674 -0.0264 0.9376 0.2512
-5.250 -0.3096 0.08964 0.08397 -0.0275 0.9294 0.2621
-5.000 -0.3163 0.08736 0.08168 -0.0275 0.9200 0.2699
-4.750 -0.3146 0.08585 0.08010 -0.0279 0.9119 0.2839
-4.500 -0.3056 0.08263 0.07697 -0.0263 0.9037 0.2916
-4.250 -0.2922 0.07988 0.07418 -0.0277 0.8966 0.3099
-4.000 0.3500 0.05622 0.05043 -0.0776 0.9150 1.0000
-3.750 0.3769 0.05386 0.04806 -0.0819 0.9015 1.0000
-3.500 -0.2964 0.07447 0.06880 -0.0206 0.8731 0.3705
-2.750 -0.2891 0.06877 0.06327 -0.0106 0.8482 0.4513
-2.500 -0.2786 0.06622 0.06079 -0.0080 0.8395 0.4827
-2.250 -0.2760 0.06446 0.05899 -0.0056 0.8312 0.5030
-2.000 -0.2706 0.06278 0.05733 -0.0032 0.8219 0.5167
-1.750 -0.2410 0.06008 0.05451 -0.0055 0.8138 0.5281
-1.500 -0.2493 0.05975 0.05396 -0.0041 0.8043 0.5214
-1.250 -0.2005 0.05786 0.05165 -0.0110 0.7944 0.5000
-1.000 -0.1913 0.05732 0.05089 -0.0112 0.7842 0.4753
-0.750 -0.0669 0.05790 0.04958 -0.0294 0.7718 0.2595
-0.500 -0.0685 0.05810 0.04952 -0.0259 0.7607 0.2406
-0.250 -0.0163 0.05664 0.04755 -0.0285 0.7515 0.2225
0.000 -0.0207 0.05707 0.04783 -0.0249 0.7402 0.2208
0.250 0.0266 0.05590 0.04632 -0.0268 0.7306 0.2202
0.500 0.0231 0.05657 0.04685 -0.0234 0.7195 0.2192
0.750 0.0657 0.05577 0.04578 -0.0247 0.7101 0.2211
1.000 0.0658 0.05658 0.04648 -0.0220 0.6995 0.2233
1.250 0.1054 0.05625 0.04581 -0.0228 0.6895 0.2317
1.500 0.1093 0.05690 0.04648 -0.0209 0.6799 0.2357
1.750 0.1341 0.05720 0.04662 -0.0209 0.6711 0.2453
2.000 0.1680 0.05744 0.04678 -0.0225 0.6616 0.2630
2.250 0.2034 0.05777 0.04707 -0.0249 0.6509 0.2886
2.500 0.2467 0.05768 0.04712 -0.0274 0.6421 0.3301
2.750 0.2389 0.05947 0.04896 -0.0250 0.6355 0.3424
3.000 0.2673 0.05927 0.04912 -0.0249 0.6275 0.3964
3.250 0.2744 0.06010 0.05039 -0.0234 0.6207 0.4469
3.500 0.4393 0.06129 0.05273 -0.0459 0.6019 1.0000
3.750 0.4068 0.06441 0.05584 -0.0417 0.5958 1.0000
4.000 0.4207 0.06592 0.05718 -0.0405 0.5876 1.0000
4.250 0.4359 0.06747 0.05855 -0.0391 0.5789 1.0000
4.500 0.4249 0.06985 0.06087 -0.0367 0.5713 1.0000
4.750 0.3186 0.07930 0.07078 -0.0358 0.6572 1.0000
5.000 0.4429 0.07329 0.06406 -0.0337 0.5524 1.0000
5.250 0.4910 0.07330 0.06385 -0.0335 0.5396 1.0000
5.500 0.4621 0.07685 0.06741 -0.0310 0.5334 1.0000
5.750 0.5259 0.07608 0.06641 -0.0311 0.5203 1.0000
6.000 0.4832 0.08061 0.07099 -0.0287 0.5153 1.0000
6.250 0.4756 0.08357 0.07392 -0.0276 0.5098 1.0000
6.500 0.5139 0.08427 0.07448 -0.0270 0.4981 1.0000
6.750 0.4941 0.08818 0.07840 -0.0260 0.4954 1.0000
7.000 0.4861 0.09171 0.08192 -0.0255 0.4940 1.0000
7.250 0.4876 0.09537 0.08555 -0.0256 0.4964 1.0000
7.500 0.4166 0.10398 0.09439 -0.0282 0.5686 1.0000
7.750 0.4624 0.10895 0.09926 -0.0302 0.5619 1.0000
8.000 0.4313 0.10892 0.09922 -0.0273 0.5549 1.0000
8.250 0.4467 0.11129 0.10152 -0.0271 0.5457 1.0000
8.500 0.4822 0.11602 0.10618 -0.0285 0.5415 1.0000
8.750 0.4606 0.11669 0.10683 -0.0266 0.5371 1.0000
9.000 0.4634 0.11835 0.10846 -0.0258 0.5284 1.0000
9.250 0.4875 0.12176 0.11182 -0.0263 0.5228 1.0000
9.500 0.5105 0.12629 0.11630 -0.0272 0.5199 1.0000
9.750 0.4866 0.12561 0.11562 -0.0252 0.5109 1.0000
10.000 0.5021 0.12829 0.11826 -0.0252 0.5047 1.0000
10.250 0.5282 0.13249 0.12244 -0.0260 0.5012 1.0000
10.500 0.5300 0.13511 0.12503 -0.0259 0.4985 1.0000
10.750 0.5196 0.13530 0.12522 -0.0248 0.4898 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 33 AIRFOIL (usa33-il)