USA 31 AIRFOIL (usa31-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 31 AIRFOIL (usa31-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.09 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa31-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-usa31-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.0368 0.12578 0.11907 -0.0748 0.8820 0.1333
-7.750 -0.0456 0.12589 0.11922 -0.0770 0.8750 0.1358
-7.500 -0.0669 0.12650 0.11991 -0.0751 0.8641 0.1363
-7.250 -0.0454 0.12150 0.11492 -0.0765 0.8603 0.1374
-7.000 -0.0278 0.11748 0.11089 -0.0758 0.8547 0.1394
-6.750 -0.0231 0.11524 0.10866 -0.0748 0.8471 0.1414
-6.500 -0.0108 0.11252 0.10593 -0.0762 0.8428 0.1440
-6.250 -0.0244 0.11181 0.10528 -0.0727 0.8318 0.1457
-6.000 -0.0216 0.10983 0.10331 -0.0737 0.8265 0.1489
-5.750 -0.0413 0.10989 0.10343 -0.0716 0.8145 0.1514
-5.500 -0.0367 0.10815 0.10164 -0.0772 0.8085 0.1529
-5.250 -0.0494 0.10750 0.10103 -0.0760 0.7964 0.1531
-4.750 -0.0282 0.10056 0.09415 -0.0722 0.7851 0.1556
-4.250 -0.0015 0.08918 0.08246 -0.0829 0.7733 0.0961
-4.000 -0.0064 0.08786 0.08115 -0.0801 0.7626 0.0917
-3.750 0.0193 0.08198 0.07505 -0.0875 0.7576 0.0827
-3.500 0.0317 0.07984 0.07286 -0.0873 0.7511 0.0813
-3.250 0.0433 0.07752 0.07049 -0.0878 0.7429 0.0796
-2.750 0.1007 0.06705 0.05945 -0.0991 0.7322 0.0729
-2.500 0.1215 0.06429 0.05651 -0.1006 0.7253 0.0723
-2.250 0.1588 0.05930 0.05105 -0.1055 0.7219 0.0722
-2.000 0.1858 0.05564 0.04681 -0.1081 0.7163 0.0725
-1.750 0.2036 0.05370 0.04441 -0.1080 0.7084 0.0727
-1.500 0.2362 0.05135 0.04153 -0.1093 0.7045 0.0728
-1.250 0.2562 0.05035 0.04016 -0.1085 0.6977 0.0730
-1.000 0.2764 0.04960 0.03905 -0.1077 0.6903 0.0733
-0.750 0.3091 0.04839 0.03761 -0.1082 0.6866 0.0740
-0.500 0.3231 0.04848 0.03756 -0.1066 0.6779 0.0748
-0.250 0.3483 0.04800 0.03691 -0.1062 0.6718 0.0760
0.000 0.3822 0.04714 0.03586 -0.1066 0.6684 0.0789
0.250 0.3933 0.04788 0.03646 -0.1049 0.6584 0.0811
0.500 0.4269 0.04755 0.03593 -0.1057 0.6533 0.0846
0.750 0.4678 0.04685 0.03511 -0.1074 0.6502 0.0888
1.250 0.5130 0.04780 0.03592 -0.1069 0.6348 0.0980
1.500 0.5573 0.04706 0.03524 -0.1091 0.6320 0.1170
2.000 0.5818 0.04909 0.03787 -0.1049 0.6157 0.2357
2.250 0.6054 0.04922 0.03781 -0.1028 0.6127 0.2943
2.750 0.6219 0.05181 0.04024 -0.0978 0.5959 0.3396
3.000 0.6561 0.05126 0.03955 -0.0979 0.5936 0.3687
3.500 0.6833 0.05361 0.04173 -0.0961 0.5767 0.4040
3.750 0.7253 0.05285 0.04075 -0.0978 0.5747 0.4163
4.000 0.7139 0.05622 0.04415 -0.0952 0.5604 0.4189
4.250 0.7513 0.05575 0.04349 -0.0963 0.5577 0.4271
4.750 0.7768 0.05894 0.04661 -0.0952 0.5412 0.4349
5.000 0.8134 0.05840 0.04594 -0.0960 0.5388 0.4412
5.500 0.8315 0.06217 0.04972 -0.0943 0.5222 0.4480
5.750 0.8669 0.06154 0.04902 -0.0948 0.5200 0.4523
6.250 0.8779 0.06595 0.05346 -0.0925 0.5034 0.4578
6.750 0.8883 0.07054 0.05813 -0.0906 0.4872 0.4648
7.000 0.9192 0.07014 0.05771 -0.0905 0.4848 0.4705
7.500 0.9249 0.07531 0.06298 -0.0884 0.4685 0.4757
7.750 0.9563 0.07472 0.06241 -0.0883 0.4663 0.4813
8.000 0.9299 0.08067 0.06846 -0.0867 0.4526 0.4818
8.250 0.9579 0.08046 0.06829 -0.0864 0.4498 0.4895
8.750 0.9598 0.08627 0.07430 -0.0848 0.4337 0.5009
9.000 0.9900 0.08565 0.07385 -0.0845 0.4312 0.5213
9.500 1.0038 0.09175 0.08045 -0.0861 0.4146 1.0000
10.000 1.0025 0.09806 0.08682 -0.0846 0.3984 1.0000
10.250 1.0291 0.09779 0.08652 -0.0839 0.3957 1.0000
10.750 1.0257 0.10447 0.09327 -0.0828 0.3793 1.0000
11.000 1.0534 0.10391 0.09271 -0.0820 0.3770 1.0000
11.250 1.0229 0.11124 0.10014 -0.0821 0.3635 1.0000
11.500 1.0476 0.11104 0.09993 -0.0813 0.3606 1.0000
12.000 1.0416 0.11839 0.10739 -0.0811 0.3448 1.0000
12.250 1.0669 0.11804 0.10705 -0.0802 0.3423 1.0000
12.500 1.0398 0.12525 0.11435 -0.0811 0.3298 1.0000
12.750 1.0597 0.12568 0.11480 -0.0805 0.3266 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 31 AIRFOIL (usa31-il)