USA 35 AIRFOIL (usa35-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 35 AIRFOIL (usa35-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.62 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa35-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-usa35-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 0.0123 0.11600 0.10886 -0.0826 0.9109 0.1490
-9.000 0.0136 0.11390 0.10677 -0.0861 0.9008 0.1546
-8.750 0.0017 0.11243 0.10533 -0.0894 0.8878 0.1560
-8.500 0.0349 0.10739 0.10028 -0.0900 0.8817 0.1580
-8.250 0.0500 0.10429 0.09718 -0.0907 0.8715 0.1597
-7.750 0.0273 0.09251 0.08522 -0.0993 0.8480 0.0989
-7.500 0.0447 0.08932 0.08199 -0.1004 0.8403 0.0968
-7.250 0.0439 0.08680 0.07948 -0.1003 0.8274 0.0957
-7.000 0.0462 0.08336 0.07601 -0.1022 0.8187 0.0950
-6.750 0.0393 0.08069 0.07336 -0.1028 0.8053 0.0944
-6.500 0.0430 0.07650 0.06908 -0.1064 0.7975 0.0938
-6.250 0.0352 0.07314 0.06568 -0.1078 0.7846 0.0929
-6.000 0.0343 0.06741 0.05973 -0.1125 0.7768 0.0915
-5.750 0.0221 0.06215 0.05412 -0.1147 0.7648 0.0899
-5.500 0.0329 0.05830 0.04999 -0.1164 0.7572 0.0898
-5.250 0.0475 0.05501 0.04641 -0.1176 0.7503 0.0905
-5.000 0.0578 0.05390 0.04527 -0.1163 0.7398 0.0918
-4.750 0.0808 0.05144 0.04255 -0.1175 0.7343 0.0937
-4.500 0.0947 0.04929 0.04008 -0.1174 0.7262 0.0952
-4.250 0.1103 0.04710 0.03750 -0.1172 0.7180 0.0964
-4.000 0.1380 0.04426 0.03401 -0.1186 0.7131 0.0983
-3.750 0.1580 0.04340 0.03310 -0.1179 0.7058 0.1004
-3.500 0.1756 0.04271 0.03228 -0.1170 0.6977 0.1029
-3.250 0.2058 0.04108 0.03025 -0.1177 0.6929 0.1059
-3.000 0.2409 0.03948 0.02829 -0.1188 0.6894 0.1093
-2.750 0.2466 0.03984 0.02869 -0.1161 0.6787 0.1116
-2.500 0.2762 0.03890 0.02749 -0.1164 0.6735 0.1159
-2.250 0.3114 0.03774 0.02610 -0.1172 0.6699 0.1203
-2.000 0.3206 0.03815 0.02653 -0.1149 0.6606 0.1236
-1.750 0.3474 0.03762 0.02578 -0.1146 0.6546 0.1290
-1.500 0.3820 0.03676 0.02489 -0.1152 0.6505 0.1349
-1.250 0.3975 0.03700 0.02504 -0.1135 0.6426 0.1406
-1.000 0.4185 0.03692 0.02496 -0.1125 0.6354 0.1466
-0.750 0.4536 0.03623 0.02412 -0.1129 0.6310 0.1569
-0.500 0.4772 0.03617 0.02406 -0.1123 0.6248 0.1667
-0.250 0.4904 0.03664 0.02458 -0.1104 0.6162 0.1767
0.000 0.5238 0.03605 0.02398 -0.1108 0.6116 0.1967
0.250 0.5633 0.03508 0.02310 -0.1120 0.6082 0.2345
0.500 0.5595 0.03651 0.02476 -0.1085 0.5975 0.2600
0.750 0.5890 0.03579 0.02454 -0.1086 0.5926 0.3667
1.000 0.6156 0.03429 0.02415 -0.1069 0.5892 0.6416
1.250 0.6188 0.03527 0.02562 -0.1034 0.5796 1.0000
1.500 0.6420 0.03575 0.02581 -0.1027 0.5735 1.0000
1.750 0.6790 0.03555 0.02527 -0.1035 0.5697 1.0000
2.000 0.6833 0.03701 0.02663 -0.1009 0.5614 1.0000
2.250 0.6932 0.03812 0.02761 -0.0988 0.5537 1.0000
2.500 0.7296 0.03797 0.02721 -0.0996 0.5498 1.0000
2.750 0.7731 0.03749 0.02645 -0.1011 0.5469 1.0000
3.000 0.7355 0.04118 0.03028 -0.0944 0.5332 1.0000
3.250 0.7693 0.04107 0.02997 -0.0947 0.5293 1.0000
3.500 0.8117 0.04056 0.02924 -0.0960 0.5266 1.0000
4.000 0.8015 0.04514 0.03381 -0.0901 0.5082 1.0000
4.250 0.8418 0.04453 0.03301 -0.0908 0.5057 1.0000
4.750 0.8246 0.05047 0.03898 -0.0859 0.4867 1.0000
5.000 0.8623 0.04986 0.03822 -0.0861 0.4846 1.0000
5.500 0.8432 0.05679 0.04521 -0.0824 0.4654 1.0000
6.500 0.8139 0.07251 0.06101 -0.0791 0.4302 1.0000
6.750 0.8400 0.07272 0.06114 -0.0786 0.4278 1.0000
7.250 0.8246 0.08112 0.06960 -0.0778 0.4119 1.0000
7.500 0.8519 0.08117 0.06958 -0.0772 0.4097 1.0000
7.750 0.8162 0.08877 0.07729 -0.0772 0.3978 1.0000
8.000 0.8380 0.08944 0.07791 -0.0767 0.3944 1.0000
8.250 0.8671 0.08918 0.07759 -0.0760 0.3923 1.0000
8.750 0.8616 0.09617 0.08462 -0.0755 0.3768 1.0000
9.250 0.8626 0.10236 0.09084 -0.0751 0.3620 1.0000
9.500 0.8900 0.10207 0.09051 -0.0743 0.3592 1.0000
9.750 0.8678 0.10819 0.09672 -0.0749 0.3482 1.0000
10.000 0.8869 0.10897 0.09747 -0.0744 0.3441 1.0000
10.250 0.9142 0.10864 0.09711 -0.0736 0.3417 1.0000
10.500 0.8883 0.11548 0.10404 -0.0746 0.3299 1.0000
10.750 0.9090 0.11602 0.10457 -0.0740 0.3264 1.0000
11.000 0.9356 0.11570 0.10423 -0.0732 0.3241 1.0000
11.250 0.9077 0.12307 0.11169 -0.0747 0.3118 1.0000
11.500 0.9290 0.12350 0.11211 -0.0742 0.3087 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 35 AIRFOIL (usa35-il)