USA 35 A AIRFOIL (usa35a-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 35 A AIRFOIL (usa35a-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 35.6 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa35a-il-100000.txt Download as CSV file: xf-usa35a-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 35 A 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 0.0272 0.10921 0.10426 -0.0904 0.9375 0.1190
-9.000 0.0524 0.10525 0.10029 -0.0956 0.9335 0.1233
-8.750 0.0294 0.10342 0.09849 -0.1028 0.9183 0.1270
-8.500 0.0780 0.09811 0.09314 -0.1029 0.9158 0.1291
-8.250 0.0943 0.09549 0.09053 -0.1030 0.9030 0.1325
-8.000 0.0718 0.09414 0.08919 -0.1083 0.8869 0.1386
-7.750 0.1028 0.08955 0.08458 -0.1079 0.8806 0.1409
-7.500 0.1223 0.08705 0.08207 -0.1068 0.8691 0.1445
-7.250 0.1061 0.08529 0.08029 -0.1108 0.8562 0.1516
-7.000 0.1039 0.08237 0.07739 -0.1108 0.8422 0.1537
-6.750 0.1377 0.07923 0.07418 -0.1090 0.8364 0.1569
-6.500 0.1420 0.07752 0.07249 -0.1083 0.8224 0.1614
-6.250 0.1135 0.07496 0.06990 -0.1154 0.8085 0.1684
-6.000 0.1385 0.07261 0.06754 -0.1113 0.8004 0.1709
-5.750 0.1543 0.07052 0.06540 -0.1107 0.7924 0.1761
-5.500 0.1442 0.06747 0.06229 -0.1171 0.7802 0.1856
-5.250 0.1685 0.06533 0.06011 -0.1143 0.7749 0.1894
-5.000 0.1625 0.06318 0.05785 -0.1198 0.7629 0.2031
-4.750 0.1850 0.06109 0.05580 -0.1163 0.7568 0.2068
-4.500 0.1944 0.05873 0.05326 -0.1204 0.7496 0.2230
-4.250 0.2072 0.05717 0.05180 -0.1173 0.7407 0.2263
-4.000 0.2243 0.04042 0.03320 -0.1327 0.7359 0.1252
-3.750 0.2539 0.03766 0.03005 -0.1337 0.7319 0.1242
-3.500 0.2651 0.03659 0.02876 -0.1320 0.7220 0.1241
-3.250 0.2923 0.03459 0.02635 -0.1321 0.7162 0.1240
-3.000 0.3255 0.03268 0.02395 -0.1327 0.7120 0.1251
-2.750 0.3428 0.03211 0.02314 -0.1313 0.7036 0.1276
-2.500 0.3688 0.03131 0.02237 -0.1310 0.6967 0.1314
-2.250 0.4035 0.03006 0.02082 -0.1315 0.6920 0.1355
-2.000 0.4258 0.02966 0.02023 -0.1306 0.6848 0.1401
-1.750 0.4484 0.02934 0.01996 -0.1297 0.6775 0.1453
-1.500 0.4818 0.02860 0.01896 -0.1300 0.6726 0.1522
-1.250 0.5145 0.02787 0.01826 -0.1305 0.6683 0.1605
-1.000 0.5279 0.02833 0.01871 -0.1284 0.6597 0.1670
-0.750 0.5568 0.02781 0.01829 -0.1283 0.6541 0.1776
-0.500 0.5916 0.02711 0.01757 -0.1289 0.6500 0.1920
-0.250 0.6085 0.02741 0.01799 -0.1273 0.6429 0.2062
0.000 0.6308 0.02730 0.01803 -0.1263 0.6362 0.2293
0.250 0.6627 0.02635 0.01740 -0.1265 0.6315 0.2967
0.500 0.6842 0.02438 0.01715 -0.1238 0.6281 0.7519
0.750 0.7110 0.02504 0.01805 -0.1237 0.6187 1.0000
1.000 0.7400 0.02517 0.01792 -0.1237 0.6131 1.0000
1.250 0.7771 0.02502 0.01745 -0.1247 0.6088 1.0000
1.500 0.7869 0.02605 0.01847 -0.1223 0.6006 1.0000
1.750 0.8122 0.02633 0.01859 -0.1217 0.5939 1.0000
2.000 0.8495 0.02614 0.01815 -0.1228 0.5893 1.0000
2.250 0.8637 0.02705 0.01902 -0.1209 0.5818 1.0000
2.500 0.8839 0.02761 0.01952 -0.1198 0.5746 1.0000
2.750 0.9196 0.02753 0.01923 -0.1206 0.5698 1.0000
3.000 0.9414 0.02816 0.01978 -0.1198 0.5635 1.0000
3.250 0.9537 0.02908 0.02071 -0.1176 0.5551 1.0000
3.500 0.9894 0.02896 0.02041 -0.1185 0.5499 1.0000
3.750 1.0194 0.02929 0.02060 -0.1187 0.5446 1.0000
4.000 1.0203 0.03076 0.02219 -0.1152 0.5356 1.0000
4.250 1.0525 0.03088 0.02217 -0.1157 0.5304 1.0000
4.500 1.0942 0.03074 0.02183 -0.1174 0.5266 1.0000
4.750 1.0797 0.03299 0.02430 -0.1121 0.5170 1.0000
5.000 1.1071 0.03327 0.02450 -0.1119 0.5114 1.0000
5.250 1.1495 0.03298 0.02403 -0.1137 0.5074 1.0000
5.500 1.1374 0.03532 0.02654 -0.1088 0.4996 1.0000
5.750 1.1446 0.03667 0.02793 -0.1064 0.4932 1.0000
6.000 1.1822 0.03654 0.02768 -0.1076 0.4892 1.0000
6.250 1.2321 0.03602 0.02697 -0.1103 0.4861 1.0000
6.500 1.1231 0.04324 0.03467 -0.0950 0.4735 1.0000
6.750 1.1788 0.04181 0.03312 -0.0976 0.4708 1.0000
7.000 1.2533 0.03965 0.03075 -0.1028 0.4680 1.0000
7.250 1.0532 0.05614 0.04778 -0.0850 0.4494 1.0000
7.500 1.1500 0.04936 0.04081 -0.0875 0.4502 1.0000
7.750 1.2684 0.04288 0.03404 -0.0944 0.4495 1.0000
8.000 1.0465 0.06503 0.05671 -0.0811 0.4277 1.0000
8.250 1.1084 0.06054 0.05212 -0.0809 0.4276 1.0000
8.500 1.1768 0.05601 0.04748 -0.0816 0.4275 1.0000
8.750 1.2646 0.05062 0.04194 -0.0843 0.4275 1.0000
9.000 0.8620 0.10238 0.09445 -0.0812 0.3798 1.0000
9.250 0.9007 0.10067 0.09268 -0.0801 0.3775 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 35 A AIRFOIL (usa35a-il)