USA 45 AIRFOIL (usa45-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 45 AIRFOIL (usa45-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.12 at α=0.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa45-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa45-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 45 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2643 0.10268 0.09652 -0.0200 1.0000 0.2952
-8.500 -0.2857 0.10234 0.09635 -0.0191 1.0000 0.3074
-8.250 -0.2731 0.09895 0.09301 -0.0175 1.0000 0.3231
-8.000 -0.2592 0.09552 0.08964 -0.0159 1.0000 0.3374
-7.750 -0.2531 0.09265 0.08687 -0.0144 1.0000 0.3498
-7.500 -0.2555 0.09043 0.08478 -0.0126 1.0000 0.3635
-7.250 -0.2622 0.08861 0.08311 -0.0102 1.0000 0.3781
-7.000 -0.2731 0.08715 0.08182 -0.0072 1.0000 0.3934
-6.750 -0.3082 0.08773 0.08264 -0.0020 1.0000 0.4074
-6.500 -0.3109 0.08594 0.08098 0.0018 1.0000 0.4239
-6.250 -0.2851 0.08242 0.07752 0.0039 1.0000 0.4465
-6.000 -0.2997 0.08184 0.07712 0.0088 1.0000 0.4637
-5.750 -0.3517 0.08376 0.07931 0.0163 1.0000 0.4732
-5.250 -0.3976 0.06422 0.05903 -0.0281 0.9557 0.2577
-5.000 -0.3599 0.05251 0.04603 -0.0392 0.9393 0.1730
-4.750 -0.3209 0.04821 0.04127 -0.0432 0.9173 0.1679
-4.500 -0.2798 0.04409 0.03604 -0.0466 0.8972 0.1595
-4.250 -0.2292 0.04075 0.03214 -0.0506 0.8783 0.1592
-4.000 -0.1745 0.03785 0.02901 -0.0549 0.8605 0.1649
-3.750 -0.1222 0.03541 0.02614 -0.0581 0.8428 0.1704
-3.500 -0.0769 0.03345 0.02377 -0.0599 0.8235 0.1782
-3.250 -0.0366 0.03201 0.02213 -0.0609 0.8035 0.1928
-3.000 0.0092 0.03028 0.02047 -0.0626 0.7852 0.2142
-2.750 0.0528 0.02858 0.01897 -0.0641 0.7678 0.2641
-2.500 0.3215 0.02445 0.01660 -0.0937 0.7403 1.0000
-2.250 0.3369 0.02456 0.01640 -0.0924 0.7227 1.0000
-2.000 0.3533 0.02473 0.01629 -0.0911 0.7072 1.0000
-1.750 0.3710 0.02491 0.01619 -0.0897 0.6937 1.0000
-1.500 0.3873 0.02523 0.01628 -0.0883 0.6804 1.0000
-1.250 0.4023 0.02572 0.01659 -0.0868 0.6677 1.0000
-1.000 0.4186 0.02620 0.01688 -0.0853 0.6567 1.0000
-0.750 0.4374 0.02657 0.01702 -0.0839 0.6472 1.0000
-0.500 0.4500 0.02737 0.01774 -0.0822 0.6366 1.0000
-0.250 0.4691 0.02782 0.01796 -0.0808 0.6284 1.0000
0.000 0.4807 0.02875 0.01883 -0.0790 0.6188 1.0000
0.250 0.4985 0.02938 0.01930 -0.0775 0.6116 1.0000
0.500 0.5074 0.03057 0.02046 -0.0755 0.6034 1.0000
0.750 0.5304 0.03098 0.02066 -0.0744 0.5973 1.0000
1.000 0.5303 0.03277 0.02251 -0.0717 0.5891 1.0000
1.250 0.5494 0.03343 0.02303 -0.0703 0.5828 1.0000
1.500 0.5517 0.03523 0.02483 -0.0677 0.5764 1.0000
1.750 0.5545 0.03701 0.02659 -0.0653 0.5704 1.0000
2.000 0.5781 0.03760 0.02704 -0.0643 0.5654 1.0000
2.250 0.5549 0.04104 0.03056 -0.0601 0.5593 1.0000
2.500 0.5458 0.04367 0.03318 -0.0571 0.5539 1.0000
2.750 0.5721 0.04432 0.03371 -0.0564 0.5495 1.0000
3.000 0.5349 0.04898 0.03840 -0.0521 0.5464 1.0000
3.250 0.4763 0.05478 0.04420 -0.0471 0.5456 1.0000
3.500 0.4476 0.05894 0.04832 -0.0445 0.5455 1.0000
3.750 0.4404 0.06221 0.05154 -0.0434 0.5466 1.0000
4.000 0.4412 0.06525 0.05455 -0.0430 0.5489 1.0000
4.250 0.2576 0.07701 0.06668 -0.0427 0.7157 1.0000
4.500 0.2766 0.07956 0.06914 -0.0432 0.7094 1.0000
4.750 0.2928 0.08134 0.07085 -0.0430 0.6971 1.0000
5.000 0.2979 0.08274 0.07219 -0.0417 0.6855 1.0000
5.250 0.3275 0.08604 0.07540 -0.0432 0.6778 1.0000
5.500 0.3362 0.08735 0.07667 -0.0422 0.6646 1.0000
5.750 0.3395 0.08885 0.07812 -0.0410 0.6541 1.0000
6.000 0.3761 0.09271 0.08193 -0.0431 0.6463 1.0000
6.250 0.3742 0.09341 0.08259 -0.0412 0.6328 1.0000
6.500 0.3800 0.09518 0.08433 -0.0403 0.6217 1.0000
6.750 0.4137 0.09895 0.08807 -0.0420 0.6140 1.0000
7.000 0.4095 0.09976 0.08885 -0.0402 0.6014 1.0000
7.250 0.4183 0.10196 0.09103 -0.0398 0.5916 1.0000
7.500 0.4486 0.10540 0.09445 -0.0409 0.5818 1.0000
7.750 0.4437 0.10644 0.09548 -0.0395 0.5699 1.0000
8.000 0.4640 0.10979 0.09882 -0.0401 0.5630 1.0000
8.250 0.4753 0.11171 0.10075 -0.0397 0.5506 1.0000
8.500 0.4755 0.11342 0.10246 -0.0389 0.5393 1.0000
8.750 0.5115 0.11797 0.10702 -0.0404 0.5325 1.0000
9.000 0.5006 0.11847 0.10751 -0.0390 0.5203 1.0000
9.250 0.5109 0.12131 0.11037 -0.0390 0.5127 1.0000
9.500 0.5303 0.12412 0.11320 -0.0393 0.5016 1.0000
9.750 0.5262 0.12579 0.11488 -0.0388 0.4920 1.0000
10.000 0.5547 0.12981 0.11893 -0.0396 0.4847 1.0000
10.250 0.5453 0.13093 0.12005 -0.0390 0.4747 1.0000
10.500 0.5798 0.13576 0.12494 -0.0400 0.4678 1.0000
10.750 0.5649 0.13609 0.12527 -0.0393 0.4572 1.0000
11.000 0.5961 0.14091 0.13015 -0.0402 0.4518 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 45 AIRFOIL (usa45-il)