Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to USA 31 AIRFOIL (usa31-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to USA 31 AIRFOIL (usa31-il)