USA 98 AIRFOIL (usa98-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 98 AIRFOIL (usa98-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.56 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa98-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-usa98-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.1477 0.11311 0.10571 -0.0579 0.9473 0.1670
-7.000 -0.1373 0.11077 0.10337 -0.0598 0.9382 0.1724
-6.750 -0.1607 0.11134 0.10400 -0.0634 0.9230 0.1772
-6.500 -0.1264 0.10600 0.09864 -0.0644 0.9197 0.1800
-6.250 -0.1043 0.10280 0.09543 -0.0655 0.9134 0.1843
-6.000 -0.0968 0.10067 0.09331 -0.0668 0.9043 0.1893
-5.250 -0.0849 0.08355 0.07586 -0.0913 0.8728 0.1148
-5.000 -0.0585 0.08084 0.07314 -0.0917 0.8693 0.1132
-4.750 -0.0489 0.07837 0.07067 -0.0925 0.8593 0.1120
-4.500 -0.0225 0.07429 0.06652 -0.0983 0.8540 0.1109
-4.250 0.0013 0.07033 0.06247 -0.1038 0.8475 0.1097
-4.000 0.0467 0.05800 0.04945 -0.1267 0.8394 0.1021
-3.750 0.0873 0.05395 0.04517 -0.1333 0.8355 0.1015
-3.500 0.1375 0.04927 0.04006 -0.1424 0.8328 0.1012
-3.250 0.1658 0.04635 0.03662 -0.1468 0.8234 0.1020
-3.000 0.2035 0.04431 0.03446 -0.1502 0.8186 0.1036
-2.750 0.2478 0.04210 0.03198 -0.1547 0.8153 0.1049
-2.500 0.2793 0.04059 0.03018 -0.1568 0.8082 0.1054
-2.250 0.3116 0.03931 0.02862 -0.1587 0.8014 0.1062
-2.000 0.3529 0.03783 0.02685 -0.1617 0.7972 0.1074
-1.750 0.3970 0.03648 0.02522 -0.1649 0.7940 0.1102
-1.500 0.4136 0.03647 0.02504 -0.1636 0.7834 0.1124
-1.250 0.4502 0.03567 0.02396 -0.1652 0.7783 0.1151
-1.000 0.4900 0.03467 0.02292 -0.1673 0.7746 0.1176
-0.750 0.5063 0.03489 0.02313 -0.1657 0.7648 0.1194
-0.500 0.5385 0.03447 0.02263 -0.1664 0.7589 0.1224
-0.250 0.5778 0.03386 0.02186 -0.1681 0.7549 0.1278
0.000 0.5951 0.03423 0.02226 -0.1668 0.7457 0.1321
0.250 0.6251 0.03409 0.02210 -0.1672 0.7391 0.1386
0.500 0.6642 0.03359 0.02153 -0.1688 0.7350 0.1465
0.750 0.6821 0.03409 0.02209 -0.1676 0.7261 0.1556
1.000 0.7108 0.03407 0.02220 -0.1680 0.7193 0.1761
1.250 0.7499 0.03346 0.02216 -0.1698 0.7152 0.2737
1.500 0.7647 0.03433 0.02324 -0.1679 0.7063 0.3677
1.750 0.7879 0.03480 0.02386 -0.1670 0.6992 0.4430
2.000 0.8221 0.03466 0.02381 -0.1674 0.6950 0.5117
2.250 0.8289 0.03575 0.02512 -0.1643 0.6852 0.5560
2.500 0.8517 0.03586 0.02546 -0.1630 0.6790 0.6172
2.750 0.8860 0.03542 0.02513 -0.1634 0.6751 0.6660
3.000 0.8877 0.03676 0.02665 -0.1598 0.6643 0.6994
3.250 0.9053 0.03638 0.02659 -0.1574 0.6585 0.9053
3.500 0.9479 0.03617 0.02612 -0.1595 0.6549 1.0000
3.750 0.9429 0.03833 0.02827 -0.1556 0.6425 1.0000
4.000 0.9786 0.03834 0.02810 -0.1565 0.6380 1.0000
4.500 1.0059 0.04054 0.03017 -0.1528 0.6213 1.0000
4.750 1.0473 0.04014 0.02964 -0.1542 0.6176 1.0000
5.000 1.0346 0.04269 0.03222 -0.1493 0.6047 1.0000
5.250 1.0713 0.04233 0.03177 -0.1499 0.6002 1.0000
5.750 1.0989 0.04434 0.03375 -0.1461 0.5826 1.0000
6.000 1.1457 0.04314 0.03247 -0.1475 0.5791 1.0000
6.250 1.1279 0.04623 0.03564 -0.1426 0.5649 1.0000
6.500 1.1720 0.04502 0.03437 -0.1434 0.5611 1.0000
7.000 1.1966 0.04715 0.03656 -0.1393 0.5430 1.0000
7.500 1.2191 0.04956 0.03904 -0.1355 0.5249 1.0000
8.000 1.2412 0.05208 0.04165 -0.1317 0.5065 1.0000
8.500 1.2618 0.05484 0.04452 -0.1282 0.4880 1.0000
8.750 1.3089 0.05281 0.04249 -0.1283 0.4849 1.0000
9.000 1.2822 0.05767 0.04748 -0.1249 0.4693 1.0000
9.500 1.3011 0.06073 0.05066 -0.1217 0.4505 1.0000
10.000 1.3188 0.06398 0.05406 -0.1186 0.4319 1.0000
10.500 1.3341 0.06758 0.05781 -0.1157 0.4134 1.0000
11.000 1.3468 0.07158 0.06197 -0.1130 0.3952 1.0000
11.500 1.3555 0.07621 0.06677 -0.1105 0.3772 1.0000
12.000 1.3675 0.08023 0.07094 -0.1080 0.3592 1.0000
12.250 1.3319 0.08837 0.07919 -0.1079 0.3446 1.0000
12.500 1.3185 0.09335 0.08425 -0.1076 0.3326 1.0000
12.750 1.3677 0.08793 0.07886 -0.1047 0.3259 1.0000
13.000 1.3485 0.09364 0.08465 -0.1046 0.3126 1.0000
13.250 1.3968 0.08829 0.07925 -0.1018 0.3044 1.0000
13.500 1.3828 0.09327 0.08434 -0.1016 0.2925 1.0000
13.750 1.3730 0.09785 0.08904 -0.1016 0.2821 1.0000
14.000 1.3987 0.09647 0.08767 -0.0998 0.2741 1.0000
14.250 1.3784 0.10294 0.09428 -0.1007 0.2629 1.0000
14.500 1.4207 0.09860 0.08987 -0.0978 0.2553 1.0000
14.750 1.3908 0.10676 0.09822 -0.0995 0.2433 1.0000
15.000 1.3955 0.10896 0.10049 -0.0991 0.2333 1.0000
15.250 1.4141 0.10857 0.10007 -0.0977 0.2231 1.0000
15.500 1.3957 0.11502 0.10667 -0.0993 0.2111 1.0000
15.750 1.3972 0.11786 0.10954 -0.0994 0.2000 1.0000
16.000 1.4137 0.11779 0.10937 -0.0982 0.1893 1.0000
16.250 1.4001 0.12365 0.11537 -0.1000 0.1777 1.0000
16.500 1.3933 0.12831 0.12008 -0.1013 0.1671 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 98 AIRFOIL (usa98-il)