USA 35 A AIRFOIL (usa35a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 35 A AIRFOIL (usa35a-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.39 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa35a-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-usa35a-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 0.0132 0.11608 0.10894 -0.0828 0.9114 0.1490
-9.000 0.0084 0.11434 0.10722 -0.0865 0.9001 0.1537
-8.750 0.0031 0.11224 0.10516 -0.0894 0.8879 0.1546
-7.750 0.0342 0.09264 0.08534 -0.0989 0.8489 0.0970
-7.500 0.0452 0.08951 0.08219 -0.1001 0.8399 0.0957
-7.250 0.0445 0.08683 0.07952 -0.1004 0.8277 0.0949
-7.000 0.0454 0.08357 0.07624 -0.1019 0.8180 0.0943
-6.750 0.0399 0.08076 0.07343 -0.1028 0.8053 0.0937
-6.500 0.0421 0.07667 0.06928 -0.1061 0.7966 0.0930
-6.250 0.0352 0.07294 0.06549 -0.1081 0.7845 0.0918
-6.000 0.0222 0.06530 0.05746 -0.1144 0.7754 0.0892
-5.750 0.0257 0.06216 0.05415 -0.1150 0.7657 0.0889
-5.500 0.0322 0.05860 0.05034 -0.1160 0.7566 0.0889
-5.250 0.0517 0.05498 0.04641 -0.1181 0.7513 0.0899
-5.000 0.0581 0.05399 0.04538 -0.1163 0.7398 0.0911
-4.750 0.0786 0.05157 0.04271 -0.1172 0.7332 0.0930
-4.500 0.1050 0.04832 0.03899 -0.1192 0.7290 0.0948
-4.250 0.1100 0.04696 0.03734 -0.1174 0.7177 0.0956
-4.000 0.1349 0.04422 0.03393 -0.1183 0.7121 0.0978
-3.750 0.1673 0.04294 0.03265 -0.1193 0.7081 0.1006
-3.500 0.1760 0.04262 0.03218 -0.1172 0.6977 0.1028
-3.250 0.2031 0.04108 0.03021 -0.1175 0.6919 0.1058
-3.000 0.2363 0.03970 0.02860 -0.1183 0.6880 0.1094
-2.750 0.2497 0.03965 0.02850 -0.1167 0.6794 0.1124
-2.500 0.2738 0.03892 0.02746 -0.1162 0.6728 0.1165
-2.250 0.3063 0.03797 0.02643 -0.1167 0.6685 0.1211
-2.000 0.3326 0.03747 0.02575 -0.1164 0.6629 0.1266
-1.750 0.3454 0.03766 0.02590 -0.1145 0.6541 0.1304
-1.500 0.3768 0.03701 0.02518 -0.1147 0.6492 0.1372
-1.250 0.4143 0.03608 0.02413 -0.1156 0.6456 0.1452
-1.000 0.4178 0.03697 0.02505 -0.1125 0.6352 0.1502
-0.750 0.4480 0.03651 0.02452 -0.1125 0.6297 0.1596
-0.500 0.4860 0.03571 0.02362 -0.1134 0.6259 0.1734
-0.250 0.4917 0.03664 0.02457 -0.1107 0.6164 0.1827
0.000 0.5182 0.03643 0.02436 -0.1103 0.6104 0.2014
0.250 0.5547 0.03558 0.02363 -0.1112 0.6065 0.2351
0.500 0.5669 0.03609 0.02437 -0.1094 0.5987 0.2734
0.750 0.5838 0.03616 0.02493 -0.1083 0.5916 0.3587
1.000 0.6094 0.03498 0.02470 -0.1069 0.5875 0.5891
1.250 0.6517 0.03374 0.02383 -0.1070 0.5842 1.0000
1.500 0.6377 0.03602 0.02611 -0.1024 0.5728 1.0000
1.750 0.6680 0.03613 0.02593 -0.1025 0.5679 1.0000
2.000 0.7078 0.03581 0.02529 -0.1036 0.5645 1.0000
2.250 0.6902 0.03833 0.02785 -0.0987 0.5532 1.0000
2.500 0.7160 0.03868 0.02800 -0.0983 0.5478 1.0000
2.750 0.7557 0.03839 0.02745 -0.0994 0.5444 1.0000
3.250 0.7554 0.04199 0.03096 -0.0937 0.5271 1.0000
3.500 0.7926 0.04166 0.03043 -0.0943 0.5237 1.0000
3.750 0.8371 0.04105 0.02959 -0.0957 0.5213 1.0000
4.000 0.7854 0.04644 0.03518 -0.0893 0.5056 1.0000
4.250 0.8208 0.04608 0.03466 -0.0895 0.5026 1.0000
4.500 0.8626 0.04536 0.03375 -0.0903 0.5004 1.0000
5.000 0.8422 0.05160 0.04004 -0.0853 0.4810 1.0000
5.250 0.8803 0.05095 0.03925 -0.0855 0.4792 1.0000
5.750 0.8573 0.05839 0.04676 -0.0819 0.4600 1.0000
6.750 0.8239 0.07477 0.06324 -0.0789 0.4248 1.0000
7.000 0.8512 0.07481 0.06320 -0.0783 0.4226 1.0000
7.500 0.8340 0.08349 0.07196 -0.0776 0.4067 1.0000
7.750 0.8623 0.08340 0.07179 -0.0770 0.4047 1.0000
8.000 0.8252 0.09116 0.07967 -0.0771 0.3922 1.0000
8.250 0.8495 0.09149 0.07995 -0.0766 0.3892 1.0000
8.750 0.8480 0.09801 0.08651 -0.0761 0.3744 1.0000
9.000 0.8758 0.09772 0.08616 -0.0753 0.3715 1.0000
9.500 0.8745 0.10423 0.09272 -0.0750 0.3563 1.0000
9.750 0.9026 0.10384 0.09228 -0.0742 0.3538 1.0000
10.000 0.8767 0.11051 0.09904 -0.0750 0.3421 1.0000
10.250 0.8976 0.11105 0.09957 -0.0744 0.3385 1.0000
10.500 0.9250 0.11068 0.09917 -0.0736 0.3362 1.0000
10.750 0.8970 0.11787 0.10646 -0.0748 0.3239 1.0000
11.000 0.9186 0.11827 0.10684 -0.0742 0.3207 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 35 A AIRFOIL (usa35a-il)