USA 31 AIRFOIL (usa31-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 31 AIRFOIL (usa31-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.86 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa31-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa31-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2932 0.16785 0.16186 -0.0183 1.0000 0.1379
-10.000 -0.3081 0.16916 0.16326 -0.0180 1.0000 0.1394
-9.750 -0.3274 0.17123 0.16542 -0.0176 1.0000 0.1400
-9.500 -0.3151 0.16511 0.15935 -0.0162 1.0000 0.1415
-9.250 -0.3067 0.16125 0.15552 -0.0145 1.0000 0.1441
-9.000 -0.3072 0.15943 0.15374 -0.0132 1.0000 0.1473
-8.750 -0.3117 0.15825 0.15262 -0.0122 1.0000 0.1506
-8.500 -0.3213 0.15794 0.15238 -0.0115 1.0000 0.1538
-8.250 -0.3397 0.15922 0.15374 -0.0110 1.0000 0.1556
-8.000 -0.3637 0.16123 0.15584 -0.0103 1.0000 0.1562
-7.750 -0.3434 0.15419 0.14883 -0.0089 1.0000 0.1585
-7.500 -0.3389 0.15136 0.14603 -0.0073 1.0000 0.1615
-7.250 -0.3418 0.14978 0.14449 -0.0061 1.0000 0.1644
-7.000 -0.3487 0.14866 0.14343 -0.0050 1.0000 0.1676
-6.750 -0.3629 0.14850 0.14334 -0.0041 1.0000 0.1707
-6.500 -0.3872 0.14958 0.14450 -0.0028 1.0000 0.1721
-6.250 -0.4176 0.15106 0.14607 -0.0009 1.0000 0.1727
-6.000 -0.3923 0.14434 0.13938 -0.0002 1.0000 0.1753
-5.750 -0.3887 0.14175 0.13682 0.0013 1.0000 0.1783
-5.500 -0.3957 0.14028 0.13540 0.0030 1.0000 0.1816
-5.250 -0.4100 0.13942 0.13460 0.0048 1.0000 0.1848
-5.000 -0.4290 0.13947 0.13471 0.0048 1.0000 0.1879
-4.750 -0.4450 0.13981 0.13510 0.0016 1.0000 0.1896
-4.500 -0.4362 0.13476 0.13010 0.0059 1.0000 0.1918
-4.250 -0.4171 0.13217 0.12750 0.0041 0.9940 0.1975
-4.000 -0.4135 0.13284 0.12811 -0.0043 0.9868 0.2051
-3.750 -0.3992 0.12865 0.12397 -0.0032 0.9814 0.2082
-3.500 -0.3858 0.12620 0.12152 -0.0037 0.9733 0.2150
-3.250 -0.3747 0.12601 0.12128 -0.0119 0.9673 0.2223
-3.000 -0.3622 0.12223 0.11754 -0.0097 0.9595 0.2261
-2.750 -0.3536 0.12051 0.11581 -0.0105 0.9547 0.2328
-2.500 -0.3330 0.11899 0.11423 -0.0174 0.9461 0.2397
-2.250 -0.3251 0.11651 0.11178 -0.0159 0.9419 0.2438
-2.000 -0.2948 0.11686 0.11198 -0.0258 0.9327 0.2551
-1.750 -0.2855 0.11335 0.10852 -0.0237 0.9285 0.2580
-1.500 -0.2833 0.11084 0.10604 -0.0220 0.9219 0.2623
-1.250 -0.2423 0.11052 0.10556 -0.0313 0.9143 0.2735
-1.000 -0.2430 0.10780 0.10289 -0.0286 0.9100 0.2763
-0.750 -0.2213 0.10635 0.10140 -0.0311 0.9019 0.2851
-0.500 -0.1944 0.10533 0.10028 -0.0358 0.8974 0.2926
-0.250 -0.1858 0.10318 0.09814 -0.0351 0.8891 0.2982
0.000 -0.1436 0.10315 0.09795 -0.0424 0.8833 0.3097
0.250 -0.1428 0.10087 0.09570 -0.0403 0.8771 0.3134
0.500 -0.0892 0.10235 0.09688 -0.0500 0.8690 0.3244
0.750 -0.0841 0.10007 0.09461 -0.0490 0.8636 0.3254
1.000 -0.0566 0.09879 0.09324 -0.0518 0.8557 0.3263
1.250 -0.0183 0.09987 0.09406 -0.0576 0.8511 0.3244
1.500 -0.0126 0.09705 0.09129 -0.0559 0.8428 0.3176
1.750 0.1078 0.08697 0.07915 -0.0796 0.8381 0.1526
2.000 0.1277 0.08639 0.07820 -0.0802 0.8341 0.1520
2.250 0.1490 0.08546 0.07683 -0.0809 0.8260 0.1524
2.500 0.1906 0.08625 0.07695 -0.0839 0.8208 0.1542
2.750 0.2026 0.08630 0.07665 -0.0837 0.8146 0.1557
3.000 0.2383 0.08795 0.07817 -0.0866 0.8061 0.1618
3.250 0.2781 0.09056 0.08043 -0.0904 0.8021 0.1729
3.500 0.2837 0.09099 0.08107 -0.0890 0.7927 0.1816
3.750 0.3226 0.09447 0.08472 -0.0914 0.7864 0.2088
4.000 0.3163 0.09471 0.08509 -0.0882 0.7790 0.2243
4.250 0.3308 0.09693 0.08748 -0.0859 0.7715 0.2830
4.500 0.3422 0.09934 0.08978 -0.0838 0.7673 0.3648
4.750 0.3507 0.09992 0.09023 -0.0830 0.7567 0.4139
5.000 0.4052 0.10373 0.09393 -0.0899 0.7515 0.4972
5.250 0.4029 0.10374 0.09399 -0.0887 0.7426 0.5126
5.500 0.4488 0.10695 0.09732 -0.0938 0.7354 0.5683
5.750 0.4522 0.10795 0.09842 -0.0931 0.7272 0.5868
6.000 0.4829 0.11049 0.10105 -0.0955 0.7194 0.6127
6.250 0.4939 0.11243 0.10313 -0.0956 0.7130 0.6307
6.500 0.5294 0.11492 0.10605 -0.0999 0.7023 1.0000
6.750 0.5380 0.11714 0.10816 -0.0996 0.6957 1.0000
7.000 0.5570 0.11930 0.11019 -0.1001 0.6856 1.0000
7.250 0.5700 0.12193 0.11272 -0.1003 0.6793 1.0000
7.500 0.5859 0.12384 0.11452 -0.1004 0.6682 1.0000
7.750 0.6026 0.12695 0.11753 -0.1010 0.6629 1.0000
8.000 0.6111 0.12836 0.11888 -0.1004 0.6512 1.0000
8.250 0.6333 0.13194 0.12236 -0.1014 0.6458 1.0000
8.500 0.6355 0.13295 0.12333 -0.1004 0.6340 1.0000
8.750 0.6691 0.13760 0.12786 -0.1023 0.6289 1.0000
9.000 0.6583 0.13759 0.12787 -0.1004 0.6171 1.0000
9.500 0.6796 0.14232 0.13252 -0.1004 0.6008 1.0000
9.750 0.7121 0.14645 0.13657 -0.1019 0.5940 1.0000
10.000 0.7016 0.14718 0.13730 -0.1005 0.5846 1.0000
10.250 0.7279 0.15059 0.14066 -0.1015 0.5768 1.0000
10.500 0.7269 0.15261 0.14268 -0.1010 0.5708 1.0000
10.750 0.7402 0.15475 0.14480 -0.1012 0.5609 1.0000
11.000 0.7658 0.15933 0.14933 -0.1023 0.5561 1.0000
11.250 0.7569 0.15936 0.14938 -0.1013 0.5452 1.0000
11.500 0.7869 0.16392 0.15392 -0.1025 0.5397 1.0000
11.750 0.7751 0.16447 0.15449 -0.1018 0.5324 1.0000
12.000 0.7946 0.16738 0.15739 -0.1023 0.5240 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 31 AIRFOIL (usa31-il)