USA-35B AIRFOIL (usa35b-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA-35B AIRFOIL (usa35b-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.62 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa35b-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa35b-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA-35B 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 -0.3356 0.11288 0.10578 -0.0274 1.0000 0.2234
-10.000 -0.3034 0.10645 0.09931 -0.0255 1.0000 0.2312
-9.750 -0.3175 0.10591 0.09892 -0.0259 1.0000 0.2396
-9.500 -0.3062 0.10186 0.09492 -0.0250 1.0000 0.2453
-9.250 -0.3058 0.09984 0.09299 -0.0239 1.0000 0.2548
-9.000 -0.3518 0.10181 0.09524 -0.0218 1.0000 0.2583
-8.750 -0.3080 0.09525 0.08861 -0.0208 1.0000 0.2700
-8.500 -0.3513 0.09664 0.09026 -0.0176 1.0000 0.2752
-8.250 -0.3227 0.09172 0.08532 -0.0159 1.0000 0.2857
-8.000 -0.3637 0.09269 0.08654 -0.0129 1.0000 0.2926
-7.750 -0.3463 0.08880 0.08268 -0.0097 1.0000 0.3018
-7.500 -0.3905 0.08995 0.08404 -0.0089 1.0000 0.3108
-7.250 -0.3687 0.08591 0.08004 -0.0041 1.0000 0.3225
-6.750 -0.4068 0.08398 0.07837 -0.0006 1.0000 0.3467
-6.500 -0.4147 0.08270 0.07717 0.0020 1.0000 0.3631
-6.000 -0.4252 0.07926 0.07392 0.0080 1.0000 0.3989
-5.750 -0.4244 0.07699 0.07173 0.0127 1.0000 0.4182
-5.500 -0.4235 0.07506 0.06988 0.0172 1.0000 0.4394
-5.250 -0.4315 0.07377 0.06867 0.0203 1.0000 0.4705
-5.000 -0.4286 0.07180 0.06676 0.0257 1.0000 0.4964
-4.250 -0.1882 0.04588 0.03788 -0.0553 0.9813 0.1835
-4.000 -0.1332 0.04270 0.03376 -0.0620 0.9724 0.1712
-3.750 -0.0888 0.04063 0.03131 -0.0662 0.9631 0.1683
-3.500 -0.0374 0.03900 0.02918 -0.0712 0.9548 0.1690
-3.250 0.0018 0.03796 0.02769 -0.0739 0.9444 0.1735
-3.000 0.0420 0.03701 0.02666 -0.0768 0.9349 0.1797
-2.750 0.0880 0.03633 0.02562 -0.0802 0.9254 0.1899
-2.500 0.1203 0.03587 0.02511 -0.0814 0.9146 0.2057
-2.250 0.1670 0.03514 0.02444 -0.0846 0.9058 0.2369
-2.000 0.2017 0.03432 0.02396 -0.0860 0.8950 0.2994
-1.750 0.2317 0.03138 0.02326 -0.0842 0.8864 1.0000
-1.500 0.2735 0.03201 0.02332 -0.0867 0.8751 1.0000
-1.250 0.2985 0.03275 0.02376 -0.0869 0.8622 1.0000
-1.000 0.3295 0.03347 0.02422 -0.0880 0.8503 1.0000
-0.750 0.3762 0.03394 0.02443 -0.0911 0.8400 1.0000
-0.500 0.3965 0.03478 0.02512 -0.0906 0.8268 1.0000
-0.250 0.4208 0.03562 0.02582 -0.0906 0.8144 1.0000
0.000 0.4565 0.03622 0.02628 -0.0919 0.8033 1.0000
0.250 0.4899 0.03680 0.02675 -0.0929 0.7916 1.0000
0.500 0.5082 0.03785 0.02772 -0.0921 0.7785 1.0000
0.750 0.5343 0.03868 0.02848 -0.0922 0.7662 1.0000
1.000 0.5826 0.03870 0.02844 -0.0945 0.7565 1.0000
1.250 0.5954 0.04000 0.02969 -0.0930 0.7425 1.0000
1.500 0.6134 0.04117 0.03084 -0.0921 0.7291 1.0000
1.750 0.6387 0.04207 0.03171 -0.0919 0.7171 1.0000
2.000 0.6834 0.04195 0.03158 -0.0932 0.7072 1.0000
2.250 0.6943 0.04355 0.03319 -0.0917 0.6929 1.0000
2.500 0.7070 0.04516 0.03479 -0.0904 0.6795 1.0000
2.750 0.7309 0.04614 0.03579 -0.0899 0.6674 1.0000
3.000 0.7740 0.04581 0.03550 -0.0903 0.6575 1.0000
3.250 0.7801 0.04792 0.03762 -0.0887 0.6429 1.0000
3.500 0.7891 0.04987 0.03960 -0.0873 0.6290 1.0000
3.750 0.8104 0.05090 0.04066 -0.0862 0.6160 1.0000
4.000 0.8726 0.04846 0.03830 -0.0863 0.6063 1.0000
4.250 0.8816 0.05025 0.04013 -0.0845 0.5908 1.0000
4.500 0.8906 0.05207 0.04200 -0.0828 0.5756 1.0000
4.750 0.9003 0.05383 0.04381 -0.0810 0.5609 1.0000
5.000 0.9216 0.05457 0.04463 -0.0795 0.5473 1.0000
5.250 0.9983 0.05010 0.04025 -0.0790 0.5383 1.0000
5.500 1.0024 0.05233 0.04258 -0.0771 0.5229 1.0000
5.750 1.0048 0.05478 0.04511 -0.0752 0.5077 1.0000
6.000 1.0019 0.05763 0.04802 -0.0731 0.4926 1.0000
6.250 0.9979 0.06092 0.05136 -0.0715 0.4779 1.0000
6.500 1.0009 0.06367 0.05418 -0.0702 0.4639 1.0000
6.750 1.1150 0.05468 0.04540 -0.0690 0.4559 1.0000
7.000 1.0686 0.06202 0.05278 -0.0665 0.4412 1.0000
7.250 1.0070 0.07315 0.06387 -0.0676 0.4259 1.0000
7.500 0.9684 0.08183 0.07251 -0.0689 0.4142 1.0000
7.750 1.0667 0.07233 0.06328 -0.0635 0.4071 1.0000
8.000 0.9544 0.09143 0.08221 -0.0694 0.3963 1.0000
8.250 0.9771 0.09283 0.08371 -0.0683 0.3892 1.0000
8.500 0.9340 0.10286 0.09371 -0.0714 0.3869 1.0000
8.750 0.9155 0.10985 0.10072 -0.0734 0.3863 1.0000
9.000 0.9044 0.11595 0.10687 -0.0751 0.3868 1.0000
9.250 0.9009 0.12143 0.11241 -0.0767 0.3884 1.0000
9.500 1.3669 0.05618 0.04788 -0.0506 0.3125 1.0000
9.750 1.3845 0.05623 0.04801 -0.0484 0.2970 1.0000
10.000 1.3436 0.06167 0.05366 -0.0443 0.2928 1.0000
10.250 1.2589 0.07423 0.06633 -0.0438 0.2957 1.0000
10.500 1.3667 0.06207 0.05416 -0.0392 0.2592 1.0000
10.750 1.4018 0.05952 0.05138 -0.0365 0.2297 1.0000
11.000 1.3940 0.06178 0.05366 -0.0337 0.2140 1.0000
11.250 1.3007 0.07523 0.06763 -0.0347 0.2287 1.0000
11.500 1.2242 0.09048 0.08296 -0.0397 0.2333 1.0000
11.750 1.2922 0.08084 0.07325 -0.0322 0.1992 1.0000
12.000 1.2224 0.09540 0.08793 -0.0377 0.2032 1.0000
12.250 0.9913 0.15194 0.14396 -0.0708 0.2342 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA-35B AIRFOIL (usa35b-il)