USA 35 AIRFOIL (usa35-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 35 AIRFOIL (usa35-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.29 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa35-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa35-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 35 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.2393 0.15948 0.15306 -0.0249 1.0000 0.1739
-10.750 -0.2671 0.16188 0.15558 -0.0237 1.0000 0.1758
-10.500 -0.3011 0.16494 0.15878 -0.0226 1.0000 0.1765
-10.250 -0.2727 0.15781 0.15171 -0.0198 1.0000 0.1791
-10.000 -0.2730 0.15630 0.15029 -0.0177 1.0000 0.1818
-9.750 -0.2599 0.15380 0.14781 -0.0204 0.9955 0.1872
-9.500 -0.2666 0.15419 0.14821 -0.0272 0.9869 0.1932
-9.250 -0.2286 0.14744 0.14145 -0.0324 0.9799 0.1967
-9.000 -0.1962 0.14289 0.13687 -0.0359 0.9705 0.2027
-8.750 -0.1901 0.14137 0.13535 -0.0405 0.9617 0.2103
-8.500 -0.2122 0.14234 0.13640 -0.0454 0.9520 0.2135
-8.250 -0.1514 0.13391 0.12791 -0.0471 0.9437 0.2197
-8.000 -0.1366 0.13159 0.12558 -0.0511 0.9355 0.2292
-7.750 -0.1792 0.13473 0.12881 -0.0517 0.9228 0.2330
-7.500 -0.1074 0.12552 0.11954 -0.0556 0.9179 0.2421
-7.250 -0.1124 0.12482 0.11887 -0.0551 0.9075 0.2497
-7.000 -0.1611 0.12813 0.12226 -0.0556 0.8984 0.2547
-6.750 -0.1035 0.12052 0.11463 -0.0565 0.8911 0.2620
-6.500 -0.0984 0.11896 0.11309 -0.0567 0.8828 0.2711
-6.250 -0.1478 0.12165 0.11587 -0.0534 0.8743 0.2764
-6.000 -0.2065 0.12459 0.11893 -0.0499 0.8656 0.2776
-5.750 -0.1046 0.11472 0.10896 -0.0540 0.8611 0.2923
-5.500 -0.1466 0.11630 0.11064 -0.0489 0.8538 0.2976
-5.250 -0.2146 0.11963 0.11407 -0.0462 0.8472 0.3007
-5.000 -0.1432 0.11242 0.10684 -0.0458 0.8414 0.3116
-4.750 -0.1941 0.11477 0.10922 -0.0473 0.8371 0.3242
-4.500 -0.2061 0.11278 0.10735 -0.0412 0.8316 0.3265
-4.250 -0.1834 0.11015 0.10475 -0.0375 0.8252 0.3358
-4.000 -0.2145 0.11014 0.10478 -0.0384 0.8220 0.3501
-3.750 -0.1949 0.10797 0.10259 -0.0403 0.8169 0.3735
-3.500 -0.2085 0.10664 0.10136 -0.0330 0.8118 0.3766
-3.250 -0.2101 0.10571 0.10049 -0.0291 0.8071 0.3893
-3.000 -0.2061 0.10391 0.09872 -0.0272 0.8020 0.4077
-2.750 -0.1872 0.10182 0.09661 -0.0292 0.7959 0.4472
-2.500 -0.2043 0.10117 0.09607 -0.0226 0.7918 0.4528
-2.250 -0.2159 0.10046 0.09542 -0.0187 0.7882 0.4746
-1.750 -0.0263 0.07904 0.07154 -0.0890 0.7721 0.2138
-1.500 -0.0206 0.07835 0.07085 -0.0880 0.7672 0.2097
-1.250 0.0159 0.07606 0.06821 -0.0917 0.7593 0.2018
-1.000 0.0576 0.07446 0.06611 -0.0955 0.7502 0.2001
-0.750 0.0686 0.07448 0.06591 -0.0955 0.7449 0.1999
-0.500 0.1447 0.07244 0.06329 -0.1018 0.7328 0.2039
-0.250 0.1328 0.07380 0.06460 -0.0991 0.7284 0.2048
0.000 0.0716 0.07901 0.07010 -0.0950 0.7802 0.2006
0.250 0.1062 0.07994 0.07077 -0.0976 0.7769 0.2059
0.500 0.1357 0.07969 0.07015 -0.0983 0.7574 0.2104
0.750 0.1710 0.08096 0.07125 -0.1007 0.7546 0.2175
1.000 0.2170 0.07855 0.06856 -0.1001 0.7070 0.2298
1.250 0.2323 0.08032 0.07028 -0.1007 0.7089 0.2374
1.500 0.2596 0.08242 0.07233 -0.1023 0.7114 0.2503
1.750 0.1684 0.08731 0.07737 -0.0965 0.7824 0.2330
2.000 0.2135 0.08983 0.07991 -0.0999 0.7761 0.2497
2.250 0.2073 0.09009 0.08004 -0.0970 0.7680 0.2551
2.500 0.2341 0.09148 0.08147 -0.0979 0.7588 0.2738
2.750 0.2779 0.09451 0.08463 -0.1011 0.7545 0.3111
3.000 0.2651 0.09437 0.08450 -0.0975 0.7463 0.3242
3.250 0.2943 0.09507 0.08630 -0.0989 0.7383 0.4659
3.500 0.3282 0.09675 0.08862 -0.0982 0.7334 1.0000
3.750 0.3111 0.09642 0.08822 -0.0943 0.7235 1.0000
4.000 0.3371 0.09897 0.09046 -0.0954 0.7160 1.0000
4.250 0.3813 0.10393 0.09509 -0.0988 0.7120 1.0000
4.500 0.3579 0.10274 0.09390 -0.0943 0.7003 1.0000
4.750 0.3912 0.10604 0.09697 -0.0962 0.6934 1.0000
5.000 0.3974 0.10820 0.09902 -0.0955 0.6883 1.0000
5.250 0.4050 0.10936 0.10009 -0.0945 0.6770 1.0000
5.500 0.4437 0.11360 0.10414 -0.0970 0.6716 1.0000
5.750 0.4295 0.11371 0.10423 -0.0941 0.6615 1.0000
6.000 0.4559 0.11655 0.10694 -0.0951 0.6535 1.0000
6.250 0.4830 0.12071 0.11096 -0.0966 0.6492 1.0000
6.500 0.4747 0.12049 0.11074 -0.0942 0.6361 1.0000
6.750 0.5157 0.12528 0.11539 -0.0967 0.6304 1.0000
7.000 0.4977 0.12495 0.11507 -0.0939 0.6189 1.0000
7.250 0.5324 0.12876 0.11877 -0.0956 0.6112 1.0000
7.500 0.5239 0.12973 0.11973 -0.0940 0.6016 1.0000
7.750 0.5509 0.13277 0.12269 -0.0949 0.5921 1.0000
8.000 0.5530 0.13490 0.12480 -0.0943 0.5843 1.0000
8.250 0.5701 0.13711 0.12697 -0.0945 0.5731 1.0000
8.500 0.5982 0.14183 0.13162 -0.0958 0.5678 1.0000
8.750 0.5888 0.14172 0.13152 -0.0943 0.5546 1.0000
9.000 0.6328 0.14759 0.13732 -0.0965 0.5488 1.0000
9.250 0.6078 0.14662 0.13638 -0.0945 0.5372 1.0000
9.500 0.6387 0.15069 0.14040 -0.0956 0.5300 1.0000
9.750 0.6323 0.15237 0.14208 -0.0953 0.5231 1.0000
10.000 0.6462 0.15460 0.14429 -0.0955 0.5128 1.0000
10.250 0.6883 0.16109 0.15073 -0.0973 0.5081 1.0000
10.500 0.6601 0.15963 0.14931 -0.0961 0.4993 1.0000
10.750 0.6795 0.16264 0.15229 -0.0967 0.4918 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 35 AIRFOIL (usa35-il)