Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

USA 98 AIRFOIL (usa98-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: USA 98 AIRFOIL (usa98-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.77 at α=5.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa98-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-usa98-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.2401   0.14309   0.13551  -0.0364   1.0000   0.1847
  -9.750  -0.2615   0.14504   0.13760  -0.0353   1.0000   0.1878
  -9.500  -0.2944   0.14855   0.14130  -0.0331   1.0000   0.1887
  -9.250  -0.2604   0.13983   0.13258  -0.0311   1.0000   0.1921
  -9.000  -0.2615   0.13823   0.13106  -0.0284   1.0000   0.1955
  -8.750  -0.2695   0.13760   0.13053  -0.0258   1.0000   0.1991
  -8.500  -0.2839   0.13782   0.13085  -0.0235   1.0000   0.2029
  -8.250  -0.3122   0.14004   0.13319  -0.0213   1.0000   0.2055
  -8.000  -0.3489   0.14322   0.13652  -0.0190   1.0000   0.2063
  -7.750  -0.3146   0.13528   0.12858  -0.0175   1.0000   0.2095
  -7.500  -0.3119   0.13321   0.12656  -0.0154   1.0000   0.2133
  -7.250  -0.3182   0.13225   0.12568  -0.0135   1.0000   0.2176
  -7.000  -0.3365   0.13266   0.12617  -0.0118   1.0000   0.2220
  -6.750  -0.3745   0.13529   0.12893  -0.0094   1.0000   0.2241
  -6.500  -0.3723   0.13191   0.12562  -0.0080   1.0000   0.2261
  -6.250  -0.3521   0.12781   0.12152  -0.0065   1.0000   0.2309
  -6.000  -0.3580   0.12670   0.12048  -0.0046   1.0000   0.2362
  -5.750  -0.3832   0.12734   0.12121  -0.0021   1.0000   0.2408
  -5.500  -0.4266   0.13017   0.12416  -0.0023   1.0000   0.2432
  -5.250  -0.4026   0.12417   0.11818   0.0017   1.0000   0.2470
  -5.000  -0.3976   0.12201   0.11606   0.0036   1.0000   0.2527
  -4.750  -0.4121   0.12177   0.11588   0.0035   0.9993   0.2600
  -4.500  -0.3913   0.11819   0.11230  -0.0012   0.9920   0.2664
  -4.250  -0.3685   0.11539   0.10948  -0.0034   0.9846   0.2759
  -4.000  -0.3649   0.11383   0.10794  -0.0095   0.9780   0.2845
  -3.750  -0.3382   0.11028   0.10439  -0.0093   0.9706   0.2923
  -3.500  -0.3344   0.10936   0.10348  -0.0163   0.9641   0.3041
  -3.250  -0.3126   0.10571   0.09984  -0.0142   0.9575   0.3107
  -3.000  -0.3027   0.10465   0.09877  -0.0210   0.9511   0.3249
  -2.750  -0.2864   0.10142   0.09558  -0.0179   0.9446   0.3323
  -2.500  -0.2713   0.09968   0.09383  -0.0226   0.9385   0.3473
  -2.250  -0.2614   0.09766   0.09185  -0.0208   0.9330   0.3578
  -2.000  -0.2353   0.09519   0.08935  -0.0248   0.9266   0.3727
  -1.750  -0.2257   0.09394   0.08812  -0.0279   0.9213   0.3881
  -1.500  -0.2087   0.09239   0.08657  -0.0291   0.9161   0.4039
  -1.250  -0.1750   0.09124   0.08535  -0.0365   0.9098   0.4263
  -1.000  -0.1772   0.08837   0.08258  -0.0315   0.9061   0.4303
  -0.750  -0.1572   0.08690   0.08111  -0.0341   0.9014   0.4489
  -0.500   0.1512   0.06564   0.05753  -0.1250   0.8817   0.2049
  -0.250   0.1888   0.06421   0.05590  -0.1294   0.8751   0.2003
   0.000   0.2314   0.06285   0.05415  -0.1349   0.8681   0.1987
   0.250   0.2915   0.06165   0.05245  -0.1422   0.8604   0.1998
   0.500   0.3090   0.06180   0.05238  -0.1426   0.8546   0.2000
   0.750   0.3511   0.06162   0.05185  -0.1463   0.8477   0.2019
   1.000   0.3865   0.06195   0.05183  -0.1487   0.8406   0.2061
   1.250   0.4001   0.06285   0.05282  -0.1481   0.8350   0.2112
   1.500   0.4398   0.06343   0.05327  -0.1508   0.8280   0.2216
   1.750   0.4624   0.06443   0.05423  -0.1511   0.8213   0.2296
   2.000   0.4739   0.06576   0.05553  -0.1502   0.8161   0.2384
   2.250   0.5089   0.06669   0.05645  -0.1520   0.8091   0.2623
   2.500   0.5322   0.06794   0.05794  -0.1523   0.8020   0.2960
   2.750   0.5411   0.06946   0.05980  -0.1512   0.7973   0.3526
   3.000   0.5669   0.07030   0.06134  -0.1507   0.7905   0.5639
   3.250   0.5887   0.07124   0.06262  -0.1496   0.7824   0.6647
   3.500   0.5881   0.07270   0.06441  -0.1468   0.7783   0.7338
   3.750   0.5822   0.07390   0.06602  -0.1435   0.7776   1.0000
   4.000   0.6280   0.07541   0.06710  -0.1468   0.7625   1.0000
   4.250   0.6299   0.07794   0.06952  -0.1460   0.7594   1.0000
   4.500   0.6383   0.08038   0.07183  -0.1457   0.7553   1.0000
   4.750   0.6690   0.08184   0.07306  -0.1465   0.7389   1.0000
   5.000   0.6515   0.08641   0.07768  -0.1458   0.7598   1.0000
   5.250   0.6741   0.08849   0.07963  -0.1464   0.7493   1.0000
   5.500   0.6907   0.09148   0.08254  -0.1472   0.7475   1.0000
   5.750   0.7711   0.08789   0.07858  -0.1472   0.6832   1.0000
   6.000   0.7636   0.09078   0.08150  -0.1454   0.6752   1.0000
   6.250   0.6864   0.10069   0.09175  -0.1451   0.7523   1.0000
   6.500   0.7061   0.10353   0.09452  -0.1457   0.7409   1.0000
   6.750   0.7418   0.10634   0.09724  -0.1474   0.7240   1.0000
   7.000   0.7676   0.10842   0.09925  -0.1477   0.7046   1.0000
   7.250   0.7500   0.11086   0.10174  -0.1453   0.7003   1.0000
   7.500   0.7853   0.11373   0.10456  -0.1468   0.6844   1.0000
   7.750   0.7706   0.11590   0.10677  -0.1446   0.6763   1.0000
   8.000   0.8789   0.10780   0.09838  -0.1411   0.5796   1.0000
   8.250   0.7942   0.12133   0.11220  -0.1444   0.6548   1.0000
   8.500   0.8961   0.11335   0.10396  -0.1402   0.5606   1.0000
   8.750   0.8122   0.12730   0.11819  -0.1444   0.6392   1.0000
   9.000   0.8583   0.13130   0.12217  -0.1466   0.6275   1.0000
   9.250   0.8342   0.13324   0.12416  -0.1446   0.6225   1.0000
   9.500   0.8509   0.13599   0.12692  -0.1449   0.6125   1.0000
   9.750   0.8697   0.14007   0.13101  -0.1459   0.6077   1.0000
  10.000   0.8622   0.14156   0.13255  -0.1446   0.5964   1.0000
  10.250   0.9039   0.14668   0.13768  -0.1468   0.5900   1.0000
  10.500   0.8776   0.14750   0.13854  -0.1449   0.5826   1.0000
  10.750   0.9045   0.15101   0.14209  -0.1458   0.5733   1.0000
<< Back to USA 98 AIRFOIL (usa98-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to USA 98 AIRFOIL (usa98-il)