USA 31 AIRFOIL (usa31-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 31 AIRFOIL (usa31-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 34.89 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa31-il-100000.txt Download as CSV file: xf-usa31-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 31 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.0403 0.11553 0.11101 -0.0745 0.8714 0.1055
-6.750 -0.0518 0.11491 0.11044 -0.0735 0.8620 0.1083
-6.500 -0.0786 0.11622 0.11176 -0.0772 0.8533 0.1102
-6.250 -0.0969 0.11532 0.11092 -0.0758 0.8412 0.1107
-6.000 -0.0570 0.10885 0.10443 -0.0729 0.8398 0.1130
-5.750 -0.0291 0.10525 0.10080 -0.0752 0.8371 0.1169
-5.500 -0.0467 0.10482 0.10042 -0.0711 0.8249 0.1186
-5.250 -0.0526 0.10417 0.09975 -0.0752 0.8160 0.1237
-5.000 -0.0531 0.10170 0.09728 -0.0780 0.8073 0.1256
-4.750 -0.0265 0.09736 0.09294 -0.0759 0.8049 0.1280
-4.500 -0.0360 0.09660 0.09221 -0.0721 0.7944 0.1297
-4.250 -0.0042 0.09460 0.09003 -0.0865 0.7879 0.1405
-4.000 -0.0136 0.09258 0.08808 -0.0809 0.7787 0.1411
-3.750 -0.0015 0.08947 0.08501 -0.0775 0.7737 0.1432
-3.500 0.0271 0.08640 0.08190 -0.0788 0.7706 0.1508
-3.000 0.0486 0.08244 0.07788 -0.0809 0.7549 0.1606
-2.750 0.0977 0.07912 0.07436 -0.0904 0.7522 0.1741
-2.500 0.0836 0.07882 0.07413 -0.0852 0.7400 0.1750
-2.250 0.1327 0.07654 0.07163 -0.0929 0.7365 0.1897
-2.000 0.1287 0.07503 0.07019 -0.0888 0.7270 0.1907
-1.750 0.1458 0.07245 0.06763 -0.0872 0.7218 0.1937
-1.500 0.1937 0.06959 0.06457 -0.0934 0.7190 0.2072
-1.250 0.1902 0.06916 0.06418 -0.0898 0.7081 0.2088
-1.000 0.2593 0.05968 0.05399 -0.1037 0.7051 0.1431
-0.750 0.2889 0.05954 0.05394 -0.1026 0.7019 0.1654
-0.500 0.2870 0.06074 0.05520 -0.0989 0.6907 0.1814
-0.250 0.3568 0.04490 0.03645 -0.1087 0.6905 0.0928
0.000 0.3926 0.04360 0.03486 -0.1090 0.6866 0.0924
0.250 0.4362 0.04203 0.03309 -0.1101 0.6844 0.0927
0.500 0.4819 0.04047 0.03141 -0.1115 0.6830 0.0946
0.750 0.4739 0.04224 0.03316 -0.1072 0.6689 0.0954
1.000 0.5171 0.04094 0.03184 -0.1084 0.6671 0.1002
1.250 0.5135 0.04271 0.03364 -0.1049 0.6543 0.1030
1.500 0.5545 0.04169 0.03256 -0.1058 0.6513 0.1109
1.750 0.6056 0.04015 0.03115 -0.1083 0.6499 0.1341
2.000 0.6422 0.03948 0.03095 -0.1074 0.6486 0.2755
2.250 0.6790 0.03938 0.03077 -0.1065 0.6474 0.3268
2.500 0.6585 0.04234 0.03378 -0.1010 0.6318 0.3305
2.750 0.6406 0.04550 0.03695 -0.0963 0.6168 0.3351
3.000 0.6783 0.04455 0.03593 -0.0964 0.6150 0.3658
3.250 0.7223 0.04299 0.03426 -0.0975 0.6140 0.3921
3.500 0.7711 0.04105 0.03224 -0.0995 0.6131 0.4229
3.750 0.8276 0.03877 0.02989 -0.1028 0.6125 0.4553
4.000 0.8992 0.03655 0.02751 -0.1089 0.6120 0.4699
4.250 0.9838 0.03432 0.02509 -0.1174 0.6113 0.4806
4.500 0.9268 0.03875 0.02962 -0.1063 0.5952 0.4791
4.750 1.0120 0.03625 0.02702 -0.1146 0.5946 0.4887
5.000 1.0988 0.03396 0.02459 -0.1232 0.5934 0.4953
5.250 1.0280 0.03889 0.02967 -0.1102 0.5777 0.4937
5.500 1.1059 0.03654 0.02725 -0.1170 0.5767 0.5002
5.750 1.1935 0.03421 0.02483 -0.1257 0.5751 0.5106
6.000 1.0427 0.04399 0.03486 -0.1035 0.5532 0.5013
6.250 1.1274 0.04045 0.03126 -0.1099 0.5541 0.5112
6.500 1.0947 0.04442 0.03531 -0.1035 0.5421 0.5115
6.750 1.1668 0.04156 0.03244 -0.1083 0.5414 0.5204
7.000 1.2514 0.03852 0.02941 -0.1153 0.5402 0.5391
7.250 0.9761 0.06305 0.05417 -0.0895 0.5005 0.5102
7.500 1.0340 0.05959 0.05072 -0.0907 0.5013 0.5179
7.750 1.0939 0.05616 0.04733 -0.0924 0.5016 0.5304
8.000 1.1995 0.05252 0.04441 -0.1036 0.5004 1.0000
8.250 1.2752 0.04829 0.04006 -0.1070 0.5004 1.0000
8.500 1.4104 0.04134 0.03285 -0.1180 0.5020 1.0000
8.750 1.2564 0.05405 0.04591 -0.1005 0.4835 1.0000
9.000 1.3382 0.04931 0.04105 -0.1044 0.4834 1.0000
9.250 1.2791 0.05637 0.04824 -0.0975 0.4706 1.0000
9.500 1.3631 0.05118 0.04295 -0.1012 0.4706 1.0000
9.750 1.4679 0.04572 0.03734 -0.1082 0.4697 1.0000
10.000 1.3186 0.05941 0.05133 -0.0936 0.4524 1.0000
10.250 1.4067 0.05366 0.04550 -0.0972 0.4526 1.0000
10.500 1.5192 0.04755 0.03920 -0.1046 0.4516 1.0000
10.750 1.3518 0.06314 0.05514 -0.0895 0.4342 1.0000
11.000 1.4480 0.05633 0.04824 -0.0932 0.4345 1.0000
11.250 1.3159 0.07204 0.06417 -0.0848 0.4160 1.0000
11.500 1.3905 0.06616 0.05824 -0.0859 0.4163 1.0000
11.750 1.4878 0.05917 0.05118 -0.0894 0.4164 1.0000
12.500 1.5508 0.05967 0.05175 -0.0870 0.3984 1.0000
12.750 1.0406 0.13062 0.12324 -0.0837 0.3342 1.0000
13.000 1.0742 0.12889 0.12151 -0.0824 0.3320 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 31 AIRFOIL (usa31-il)