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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 98 AIRFOIL (usa98-il)