USA 98 AIRFOIL (usa98-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 98 AIRFOIL (usa98-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 54.21 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa98-il-100000.txt Download as CSV file: xf-usa98-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 98 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.750 -0.1326 0.10341 0.09831 -0.0649 0.9454 0.1324
-6.500 -0.1288 0.10143 0.09633 -0.0678 0.9365 0.1370
-6.250 -0.1425 0.09935 0.09429 -0.0757 0.9231 0.1404
-6.000 -0.1167 0.09576 0.09069 -0.0731 0.9191 0.1421
-5.750 -0.0877 0.09252 0.08744 -0.0747 0.9150 0.1457
-5.500 -0.0768 0.09024 0.08517 -0.0772 0.9062 0.1510
-5.250 -0.0633 0.08645 0.08136 -0.0861 0.8980 0.1571
-5.000 -0.0289 0.08330 0.07820 -0.0862 0.8962 0.1615
-4.750 -0.0246 0.08096 0.07582 -0.0977 0.8823 0.1725
-4.500 0.0046 0.07767 0.07255 -0.0947 0.8805 0.1751
-4.250 0.0189 0.07651 0.07132 -0.1034 0.8680 0.1881
-4.000 0.0449 0.07244 0.06728 -0.1031 0.8652 0.1911
-3.750 0.0800 0.06961 0.06444 -0.1037 0.8633 0.1969
-3.500 0.0987 0.05928 0.05442 -0.0981 0.8294 0.2092
-3.250 0.1225 0.06512 0.05992 -0.1089 0.8483 0.2149
-3.000 0.1687 0.06159 0.05633 -0.1166 0.8460 0.2306
-2.750 0.2161 0.05835 0.05303 -0.1236 0.8440 0.2485
-2.500 0.3315 0.03771 0.03057 -0.1682 0.8352 0.1419
-2.250 0.3820 0.03457 0.02701 -0.1736 0.8315 0.1344
-2.000 0.4342 0.03201 0.02401 -0.1787 0.8287 0.1330
-1.750 0.4863 0.02986 0.02142 -0.1833 0.8262 0.1314
-1.500 0.5049 0.02966 0.02101 -0.1820 0.8156 0.1306
-1.250 0.5467 0.02846 0.01958 -0.1842 0.8107 0.1310
-1.000 0.5920 0.02730 0.01824 -0.1870 0.8072 0.1330
-0.750 0.6098 0.02756 0.01845 -0.1854 0.7973 0.1357
-0.500 0.6453 0.02705 0.01779 -0.1864 0.7912 0.1391
-0.250 0.6872 0.02602 0.01680 -0.1884 0.7872 0.1429
0.000 0.7026 0.02648 0.01736 -0.1864 0.7771 0.1463
0.250 0.7355 0.02617 0.01704 -0.1870 0.7709 0.1527
0.500 0.7758 0.02551 0.01644 -0.1888 0.7666 0.1653
0.750 0.7896 0.02617 0.01723 -0.1866 0.7563 0.1768
1.000 0.8238 0.02574 0.01713 -0.1876 0.7503 0.2281
1.250 0.8623 0.02552 0.01741 -0.1887 0.7461 0.4482
1.500 0.8716 0.02664 0.01865 -0.1856 0.7354 0.4882
1.750 0.9018 0.02667 0.01874 -0.1855 0.7296 0.5322
2.000 0.9383 0.02642 0.01849 -0.1862 0.7256 0.5737
2.250 0.9449 0.02754 0.01976 -0.1829 0.7147 0.6006
2.500 0.9752 0.02732 0.01968 -0.1826 0.7093 0.6510
2.750 1.0107 0.02682 0.01930 -0.1831 0.7055 0.7103
3.000 1.0129 0.02786 0.02065 -0.1791 0.6944 0.7635
3.250 1.0454 0.02731 0.02020 -0.1793 0.6891 1.0000
3.500 1.0774 0.02762 0.02032 -0.1800 0.6832 1.0000
3.750 1.0930 0.02854 0.02119 -0.1782 0.6736 1.0000
4.000 1.1325 0.02815 0.02063 -0.1796 0.6685 1.0000
4.250 1.1477 0.02898 0.02145 -0.1775 0.6589 1.0000
4.500 1.1806 0.02874 0.02112 -0.1777 0.6516 1.0000
4.750 1.2254 0.02800 0.02019 -0.1796 0.6470 1.0000
5.000 1.2296 0.02929 0.02159 -0.1759 0.6356 1.0000
5.250 1.2682 0.02883 0.02102 -0.1770 0.6302 1.0000
5.500 1.2838 0.02963 0.02187 -0.1749 0.6214 1.0000
5.750 1.3114 0.02968 0.02189 -0.1745 0.6139 1.0000
6.000 1.3554 0.02902 0.02111 -0.1764 0.6092 1.0000
6.250 1.3583 0.03031 0.02254 -0.1724 0.5981 1.0000
6.500 1.3984 0.02974 0.02189 -0.1737 0.5922 1.0000
6.750 1.4097 0.03063 0.02288 -0.1710 0.5824 1.0000
7.000 1.4435 0.03032 0.02252 -0.1713 0.5750 1.0000
7.250 1.4647 0.03070 0.02293 -0.1699 0.5663 1.0000
7.500 1.4904 0.03077 0.02302 -0.1691 0.5574 1.0000
7.750 1.5177 0.03084 0.02309 -0.1686 0.5489 1.0000
8.000 1.5401 0.03094 0.02321 -0.1672 0.5386 1.0000
8.250 1.5618 0.03108 0.02338 -0.1657 0.5279 1.0000
8.500 1.5977 0.03045 0.02263 -0.1662 0.5171 1.0000
8.750 1.6060 0.03102 0.02331 -0.1626 0.5044 1.0000
9.000 1.6310 0.03086 0.02312 -0.1615 0.4923 1.0000
9.250 1.6587 0.03060 0.02276 -0.1608 0.4799 1.0000
9.500 1.6631 0.03127 0.02354 -0.1567 0.4669 1.0000
9.750 1.6785 0.03152 0.02380 -0.1542 0.4543 1.0000
10.000 1.7011 0.03147 0.02364 -0.1528 0.4413 1.0000
10.250 1.7013 0.03214 0.02440 -0.1480 0.4282 1.0000
10.500 1.7022 0.03281 0.02512 -0.1433 0.4157 1.0000
10.750 1.7122 0.03326 0.02553 -0.1402 0.4032 1.0000
11.000 1.7161 0.03404 0.02633 -0.1363 0.3910 1.0000
11.250 1.7148 0.03519 0.02757 -0.1320 0.3790 1.0000
11.500 1.7209 0.03606 0.02842 -0.1288 0.3672 1.0000
11.750 1.7238 0.03711 0.02947 -0.1254 0.3551 1.0000
12.000 1.7190 0.03875 0.03121 -0.1214 0.3431 1.0000
12.250 1.7197 0.04016 0.03263 -0.1182 0.3312 1.0000
12.500 1.7220 0.04151 0.03392 -0.1153 0.3187 1.0000
12.750 1.7124 0.04385 0.03641 -0.1118 0.3064 1.0000
13.000 1.7069 0.04608 0.03868 -0.1089 0.2935 1.0000
13.250 1.7009 0.04844 0.04104 -0.1063 0.2801 1.0000
13.500 1.6928 0.05109 0.04367 -0.1037 0.2659 1.0000
13.750 1.6819 0.05414 0.04669 -0.1013 0.2507 1.0000
14.000 1.6678 0.05776 0.05029 -0.0991 0.2344 1.0000
14.250 1.6511 0.06189 0.05442 -0.0973 0.2169 1.0000
14.500 1.6335 0.06636 0.05886 -0.0957 0.1988 1.0000
14.750 1.6173 0.07089 0.06333 -0.0944 0.1816 1.0000
15.000 1.6046 0.07515 0.06750 -0.0934 0.1669 1.0000
15.250 1.5964 0.07895 0.07119 -0.0924 0.1553 1.0000
15.500 1.5923 0.08222 0.07432 -0.0916 0.1459 1.0000
15.750 1.5889 0.08567 0.07784 -0.0910 0.1375 1.0000
16.000 1.5906 0.08826 0.08031 -0.0901 0.1307 1.0000
16.250 1.5915 0.09111 0.08321 -0.0895 0.1246 1.0000
16.500 1.5988 0.09291 0.08490 -0.0884 0.1193 1.0000
16.750 1.6009 0.09568 0.08778 -0.0880 0.1147 1.0000
17.000 1.6160 0.09630 0.08818 -0.0866 0.1099 1.0000
17.250 1.6166 0.09939 0.09147 -0.0863 0.1065 1.0000
17.500 1.6224 0.10165 0.09379 -0.0858 0.1030 1.0000
17.750 1.6483 0.10089 0.09277 -0.0839 0.0989 1.0000
18.000 1.6430 0.10485 0.09702 -0.0842 0.0967 1.0000
18.250 1.6435 0.10798 0.10033 -0.0843 0.0943 1.0000
18.500 1.6554 0.10940 0.10173 -0.0836 0.0916 1.0000
18.750 1.6778 0.10954 0.10177 -0.0822 0.0888 1.0000
19.000 1.6663 0.11440 0.10695 -0.0833 0.0875 1.0000
19.250 1.6573 0.11906 0.11186 -0.0845 0.0861 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 98 AIRFOIL (usa98-il)