USA 48 AIRFOIL (usa48-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 48 AIRFOIL (usa48-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.08 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa48-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa48-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 48 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3926 0.10526 0.09849 -0.0267 1.0000 0.3063
-8.750 -0.5620 0.07599 0.06964 -0.0473 1.0000 0.1469
-8.500 -0.6506 0.06752 0.06097 -0.0459 1.0000 0.1368
-8.250 -0.6614 0.06371 0.05707 -0.0436 1.0000 0.1354
-8.000 -0.6754 0.05971 0.05290 -0.0412 1.0000 0.1342
-7.750 -0.6868 0.05576 0.04867 -0.0388 1.0000 0.1335
-7.500 -0.6934 0.05204 0.04459 -0.0364 1.0000 0.1337
-7.250 -0.6947 0.04860 0.04074 -0.0341 1.0000 0.1344
-7.000 -0.6916 0.04543 0.03710 -0.0319 1.0000 0.1355
-6.750 -0.6840 0.04253 0.03368 -0.0298 1.0000 0.1366
-6.500 -0.6720 0.04016 0.03104 -0.0281 1.0000 0.1396
-6.250 -0.6572 0.03861 0.02946 -0.0265 1.0000 0.1447
-6.000 -0.6423 0.03674 0.02722 -0.0248 1.0000 0.1491
-5.750 -0.6259 0.03513 0.02541 -0.0233 1.0000 0.1540
-5.500 -0.6096 0.03406 0.02429 -0.0217 1.0000 0.1617
-5.250 -0.5924 0.03290 0.02307 -0.0202 1.0000 0.1697
-5.000 -0.5750 0.03194 0.02192 -0.0186 1.0000 0.1801
-4.750 -0.5586 0.03118 0.02123 -0.0170 1.0000 0.1943
-4.500 -0.5421 0.03034 0.02054 -0.0154 1.0000 0.2130
-4.250 -0.5270 0.02943 0.01989 -0.0135 1.0000 0.2465
-4.000 -0.5163 0.02840 0.01951 -0.0109 1.0000 0.3351
-3.750 -0.5071 0.02806 0.01945 -0.0079 1.0000 0.4162
-3.500 -0.4951 0.02794 0.01944 -0.0054 1.0000 0.4634
-3.250 -0.4836 0.02795 0.01960 -0.0028 1.0000 0.5060
-3.000 -0.4708 0.02812 0.01991 -0.0003 1.0000 0.5399
-2.750 -0.4587 0.02850 0.02043 0.0024 1.0000 0.5724
-2.500 -0.4478 0.02903 0.02105 0.0054 1.0000 0.6057
-2.250 -0.4365 0.02951 0.02156 0.0081 1.0000 0.6404
-2.000 -0.4235 0.02990 0.02190 0.0104 0.9993 0.6790
-1.750 -0.3902 0.03084 0.02285 0.0096 0.9880 0.7305
-1.500 -0.3622 0.03126 0.02334 0.0102 0.9772 0.7907
-1.250 -0.3215 0.03175 0.02399 0.0094 0.9667 0.8673
-1.000 -0.1599 0.03471 0.02655 -0.0150 0.9544 0.9560
-0.750 -0.0178 0.03650 0.02780 -0.0388 0.9444 1.0000
-0.500 -0.0078 0.03630 0.02745 -0.0390 0.9316 1.0000
-0.250 0.0001 0.03623 0.02725 -0.0382 0.9190 1.0000
0.000 0.0102 0.03633 0.02720 -0.0374 0.9070 1.0000
0.250 0.0294 0.03667 0.02735 -0.0379 0.8952 1.0000
0.750 0.0757 0.03769 0.02804 -0.0394 0.8714 1.0000
1.000 0.0953 0.03828 0.02848 -0.0393 0.8593 1.0000
1.250 0.1223 0.03896 0.02903 -0.0403 0.8473 1.0000
1.500 0.1589 0.03967 0.02960 -0.0426 0.8357 1.0000
1.750 0.1807 0.04036 0.03019 -0.0426 0.8233 1.0000
2.000 0.1999 0.04111 0.03085 -0.0423 0.8106 1.0000
2.250 0.2241 0.04189 0.03156 -0.0426 0.7983 1.0000
2.500 0.2555 0.04264 0.03224 -0.0439 0.7865 1.0000
2.750 0.2902 0.04331 0.03285 -0.0454 0.7747 1.0000
3.000 0.3045 0.04427 0.03377 -0.0444 0.7615 1.0000
3.250 0.3221 0.04529 0.03476 -0.0438 0.7490 1.0000
3.500 0.3476 0.04618 0.03562 -0.0441 0.7367 1.0000
3.750 0.3924 0.04662 0.03605 -0.0464 0.7259 1.0000
4.000 0.3980 0.04802 0.03743 -0.0446 0.7125 1.0000
4.250 0.4100 0.04935 0.03876 -0.0434 0.6997 1.0000
4.500 0.4321 0.05048 0.03989 -0.0434 0.6884 1.0000
4.750 0.4679 0.05113 0.04057 -0.0445 0.6780 1.0000
5.000 0.4664 0.05312 0.04256 -0.0424 0.6656 1.0000
5.250 0.4800 0.05465 0.04411 -0.0416 0.6544 1.0000
5.500 0.5195 0.05504 0.04454 -0.0427 0.6435 1.0000
5.750 0.5264 0.05677 0.04629 -0.0413 0.6312 1.0000
6.000 0.5281 0.05890 0.04845 -0.0398 0.6199 1.0000
6.250 0.5506 0.05990 0.04950 -0.0394 0.6074 1.0000
6.500 0.5827 0.06021 0.04987 -0.0393 0.5939 1.0000
6.750 0.6323 0.05925 0.04904 -0.0397 0.5807 1.0000
7.000 0.6245 0.06195 0.05176 -0.0377 0.5674 1.0000
7.250 0.6371 0.06325 0.05311 -0.0365 0.5531 1.0000
7.500 0.6573 0.06392 0.05386 -0.0353 0.5382 1.0000
7.750 0.6810 0.06420 0.05424 -0.0342 0.5230 1.0000
8.000 0.7012 0.06484 0.05498 -0.0330 0.5088 1.0000
8.250 0.7262 0.06517 0.05542 -0.0320 0.4957 1.0000
8.500 0.8023 0.06054 0.05106 -0.0313 0.4853 1.0000
8.750 0.7993 0.06328 0.05386 -0.0297 0.4703 1.0000
9.000 0.8055 0.06511 0.05578 -0.0281 0.4551 1.0000
9.250 0.8135 0.06682 0.05759 -0.0267 0.4399 1.0000
9.500 0.8236 0.06839 0.05927 -0.0252 0.4246 1.0000
9.750 0.8285 0.07067 0.06162 -0.0240 0.4093 1.0000
10.000 0.8205 0.07472 0.06570 -0.0232 0.3943 1.0000
10.250 0.9631 0.06164 0.05310 -0.0205 0.3906 1.0000
10.500 0.8085 0.08355 0.07459 -0.0230 0.3723 1.0000
10.750 0.7636 0.09312 0.08407 -0.0250 0.3647 1.0000
11.000 0.8048 0.09245 0.08358 -0.0237 0.3594 1.0000
11.250 0.7550 0.10293 0.09395 -0.0267 0.3571 1.0000
11.500 0.7387 0.10936 0.10037 -0.0285 0.3569 1.0000
11.750 0.7397 0.11431 0.10538 -0.0299 0.3585 1.0000
12.000 1.2218 0.05073 0.04283 -0.0127 0.2809 1.0000
12.250 1.1832 0.05532 0.04768 -0.0083 0.2779 1.0000
12.500 1.1335 0.06229 0.05482 -0.0057 0.2780 1.0000
12.750 1.1787 0.05671 0.04917 -0.0027 0.2454 1.0000
13.000 1.1843 0.05606 0.04830 0.0002 0.2194 1.0000
13.250 1.1660 0.05895 0.05120 0.0025 0.2030 1.0000
13.500 1.1483 0.06221 0.05441 0.0043 0.1847 1.0000
13.750 1.1465 0.06423 0.05605 0.0061 0.1617 1.0000
14.000 1.1431 0.06744 0.05916 0.0072 0.1471 1.0000
14.250 1.1494 0.07023 0.06182 0.0083 0.1339 1.0000
14.500 1.1327 0.07517 0.06705 0.0083 0.1292 1.0000
14.750 1.1443 0.07780 0.06958 0.0091 0.1199 1.0000
15.000 1.1202 0.08377 0.07587 0.0082 0.1186 1.0000
15.250 1.0916 0.09071 0.08309 0.0064 0.1183 1.0000
15.500 1.0558 0.09937 0.09200 0.0031 0.1192 1.0000
15.750 1.0166 0.10964 0.10243 -0.0015 0.1208 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 48 AIRFOIL (usa48-il)