USA 35 A AIRFOIL (usa35a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 35 A AIRFOIL (usa35a-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.29 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa35a-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa35a-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2636 0.15737 0.15125 -0.0193 1.0000 0.1796
-10.000 -0.2869 0.15885 0.15285 -0.0182 1.0000 0.1822
-9.750 -0.3045 0.15970 0.15379 -0.0225 0.9951 0.1839
-9.500 -0.2399 0.15005 0.14406 -0.0262 0.9875 0.1893
-9.250 -0.2176 0.14696 0.14095 -0.0320 0.9799 0.1973
-9.000 -0.2459 0.14957 0.14361 -0.0377 0.9690 0.2013
-8.750 -0.1806 0.13983 0.13382 -0.0405 0.9621 0.2075
-8.500 -0.1633 0.13712 0.13110 -0.0443 0.9531 0.2155
-8.250 -0.1951 0.13958 0.13363 -0.0473 0.9416 0.2203
-8.000 -0.1385 0.13121 0.12522 -0.0510 0.9355 0.2259
-7.750 -0.1232 0.12867 0.12268 -0.0523 0.9253 0.2330
-7.500 -0.1492 0.13024 0.12430 -0.0556 0.9164 0.2407
-7.250 -0.1391 0.12647 0.12058 -0.0549 0.9065 0.2438
-7.000 -0.0962 0.12165 0.11571 -0.0574 0.9001 0.2531
-6.750 -0.1186 0.12232 0.11645 -0.0559 0.8905 0.2602
-6.500 -0.1762 0.12562 0.11985 -0.0531 0.8809 0.2628
-6.250 -0.0825 0.11615 0.11027 -0.0596 0.8774 0.2793
-6.000 -0.1234 0.11785 0.11209 -0.0529 0.8667 0.2815
-5.750 -0.1831 0.12076 0.11510 -0.0510 0.8600 0.2853
-5.500 -0.1129 0.11379 0.10809 -0.0519 0.8545 0.2987
-5.250 -0.1490 0.11480 0.10920 -0.0460 0.8468 0.3027
-5.000 -0.2165 0.11795 0.11242 -0.0465 0.8419 0.3088
-4.750 -0.1396 0.11087 0.10531 -0.0464 0.8365 0.3259
-4.500 -0.1911 0.11265 0.10721 -0.0404 0.8311 0.3296
-4.250 -0.2030 0.11097 0.10560 -0.0380 0.8261 0.3359
-4.000 -0.1888 0.10910 0.10373 -0.0369 0.8206 0.3504
-3.750 -0.1686 0.10624 0.10087 -0.0376 0.8155 0.3664
-3.250 -0.2123 0.10543 0.10022 -0.0300 0.8071 0.3857
-3.000 -0.2218 0.10459 0.09942 -0.0291 0.8036 0.4057
-2.750 -0.1738 0.10107 0.09586 -0.0290 0.7950 0.4373
-2.500 -0.2043 0.10117 0.09605 -0.0246 0.7918 0.4538
-2.250 -0.2171 0.10069 0.09565 -0.0205 0.7886 0.4760
-2.000 -0.2197 0.09949 0.09452 -0.0154 0.7841 0.5008
-1.750 -0.0296 0.07951 0.07232 -0.0871 0.7718 0.2168
-1.500 -0.0091 0.07715 0.06935 -0.0907 0.7667 0.2029
-1.250 0.0198 0.07592 0.06777 -0.0930 0.7596 0.1999
-1.000 0.0662 0.07410 0.06556 -0.0968 0.7496 0.1980
-0.750 0.0746 0.07431 0.06553 -0.0964 0.7446 0.1986
-0.500 0.1114 0.07380 0.06449 -0.0989 0.7363 0.2014
-0.250 0.1404 0.07341 0.06405 -0.1001 0.7277 0.2051
0.000 0.0763 0.07915 0.06990 -0.0957 0.7795 0.2014
0.250 0.1086 0.07966 0.07040 -0.0980 0.7760 0.2059
0.500 0.1421 0.08123 0.07181 -0.1004 0.7737 0.2133
0.750 0.1118 0.08463 0.07532 -0.0982 0.8161 0.2120
1.000 0.1005 0.08391 0.07455 -0.0944 0.8071 0.2138
1.250 0.1426 0.08541 0.07568 -0.0976 0.7978 0.2224
1.500 0.1633 0.08704 0.07734 -0.0984 0.7933 0.2311
1.750 0.1684 0.08716 0.07735 -0.0967 0.7822 0.2374
2.000 0.2088 0.08932 0.07946 -0.0995 0.7758 0.2535
2.250 0.2155 0.09055 0.08051 -0.0982 0.7703 0.2634
2.500 0.2327 0.09128 0.08132 -0.0979 0.7588 0.2800
2.750 0.2776 0.09416 0.08433 -0.1011 0.7536 0.3204
3.000 0.2702 0.09447 0.08476 -0.0983 0.7473 0.3390
3.250 0.2928 0.09483 0.08624 -0.0988 0.7385 0.4979
3.500 0.3220 0.09608 0.08799 -0.0976 0.7328 1.0000
3.750 0.3132 0.09662 0.08841 -0.0948 0.7243 1.0000
4.000 0.3365 0.09887 0.09036 -0.0955 0.7153 1.0000
4.250 0.3770 0.10331 0.09449 -0.0984 0.7111 1.0000
4.500 0.3582 0.10284 0.09400 -0.0946 0.7009 1.0000
4.750 0.3869 0.10566 0.09661 -0.0959 0.6930 1.0000
5.000 0.4152 0.10965 0.10040 -0.0975 0.6889 1.0000
5.250 0.4042 0.10933 0.10006 -0.0946 0.6769 1.0000
5.500 0.4385 0.11300 0.10356 -0.0966 0.6708 1.0000
5.750 0.4322 0.11401 0.10452 -0.0946 0.6625 1.0000
6.000 0.4534 0.11633 0.10673 -0.0951 0.6530 1.0000
6.250 0.4974 0.12175 0.11198 -0.0981 0.6487 1.0000
6.500 0.4732 0.12046 0.11071 -0.0943 0.6361 1.0000
6.750 0.5103 0.12457 0.11469 -0.0964 0.6294 1.0000
7.000 0.4987 0.12511 0.11523 -0.0942 0.6195 1.0000
7.250 0.5271 0.12822 0.11825 -0.0953 0.6105 1.0000
7.500 0.5287 0.13021 0.12021 -0.0946 0.6027 1.0000
7.750 0.5465 0.13240 0.12234 -0.0948 0.5915 1.0000
8.000 0.5733 0.13682 0.12669 -0.0961 0.5861 1.0000
8.250 0.5669 0.13691 0.12678 -0.0945 0.5727 1.0000
8.500 0.6130 0.14291 0.13269 -0.0970 0.5671 1.0000
8.750 0.5871 0.14168 0.13149 -0.0945 0.5546 1.0000
9.000 0.6234 0.14628 0.13603 -0.0960 0.5477 1.0000
9.250 0.6084 0.14681 0.13658 -0.0948 0.5379 1.0000
9.500 0.6330 0.15004 0.13976 -0.0956 0.5291 1.0000
9.750 0.6524 0.15452 0.14421 -0.0965 0.5248 1.0000
10.000 0.6428 0.15444 0.14414 -0.0957 0.5129 1.0000
10.250 0.6772 0.15933 0.14900 -0.0969 0.5069 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 35 A AIRFOIL (usa35a-il)