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

USA 32 AIRFOIL (usa32-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: USA 32 AIRFOIL (usa32-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 39.84 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa32-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-usa32-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: USA 32 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.500  -0.0235   0.11124   0.10677  -0.0844   0.8828   0.1062
  -7.250  -0.0511   0.11180   0.10738  -0.0829   0.8677   0.1072
  -7.000  -0.0852   0.11301   0.10863  -0.0814   0.8528   0.1078
  -6.750  -0.0326   0.10537   0.10098  -0.0812   0.8527   0.1115
  -6.500  -0.0146   0.10227   0.09785  -0.0835   0.8495   0.1163
  -6.250  -0.0387   0.10232   0.09795  -0.0784   0.8361   0.1173
  -6.000  -0.0599   0.10239   0.09803  -0.0776   0.8250   0.1205
  -5.750  -0.0604   0.09960   0.09522  -0.0802   0.8179   0.1228
  -5.500  -0.0297   0.09514   0.09075  -0.0796   0.8161   0.1261
  -5.250  -0.0488   0.09500   0.09065  -0.0745   0.8044   0.1274
  -5.000  -0.0330   0.09308   0.08854  -0.0840   0.7988   0.1366
  -4.750  -0.0521   0.09218   0.08772  -0.0775   0.7878   0.1370
  -4.500  -0.0322   0.08832   0.08389  -0.0750   0.7847   0.1402
  -4.250   0.0001   0.08563   0.08100  -0.0832   0.7814   0.1518
  -4.000  -0.0228   0.08545   0.08089  -0.0764   0.7696   0.1523
  -3.750  -0.0010   0.08171   0.07717  -0.0752   0.7668   0.1556
  -3.250   0.0171   0.07896   0.07422  -0.0764   0.7519   0.1680
  -3.000   0.0423   0.07519   0.07045  -0.0758   0.7495   0.1717
  -2.750   0.0486   0.07729   0.07228  -0.0775   0.7377   0.1831
  -2.500   0.0672   0.07243   0.06748  -0.0761   0.7347   0.1848
  -2.250   0.0964   0.06894   0.06397  -0.0762   0.7325   0.1901
  -2.000   0.0881   0.06939   0.06439  -0.0723   0.7208   0.1953
  -1.750   0.1317   0.05304   0.04637  -0.0815   0.7191   0.1079
  -1.500   0.1658   0.05009   0.04334  -0.0818   0.7167   0.1046
  -1.250   0.1589   0.04663   0.03876  -0.0768   0.7065   0.0960
  -1.000   0.1933   0.04466   0.03626  -0.0768   0.7028   0.0953
  -0.750   0.2370   0.04237   0.03369  -0.0782   0.7006   0.0968
  -0.500   0.2376   0.04303   0.03426  -0.0745   0.6893   0.0976
  -0.250   0.2797   0.04143   0.03242  -0.0757   0.6860   0.0986
   0.000   0.3281   0.03971   0.03055  -0.0777   0.6842   0.1006
   0.250   0.3802   0.03791   0.02862  -0.0802   0.6830   0.1049
   0.500   0.3755   0.03932   0.02999  -0.0759   0.6694   0.1064
   0.750   0.4274   0.03761   0.02831  -0.0786   0.6680   0.1184
   1.000   0.4279   0.03897   0.02970  -0.0751   0.6554   0.1232
   1.250   0.4914   0.03744   0.02856  -0.0800   0.6538   0.1846
   1.500   0.5103   0.03696   0.02808  -0.0758   0.6514   0.2578
   1.750   0.5231   0.03767   0.02880  -0.0724   0.6451   0.2845
   2.000   0.5805   0.03597   0.02700  -0.0746   0.6472   0.3256
   2.250   0.5717   0.03768   0.02870  -0.0696   0.6338   0.3325
   2.500   0.5588   0.03988   0.03092  -0.0644   0.6197   0.3376
   2.750   0.6055   0.03853   0.02939  -0.0660   0.6179   0.3619
   3.000   0.6615   0.03661   0.02744  -0.0693   0.6167   0.3901
   3.250   0.7280   0.03461   0.02529  -0.0747   0.6156   0.4050
   3.500   0.8136   0.03247   0.02298  -0.0838   0.6144   0.4140
   3.750   0.9515   0.03007   0.02036  -0.1034   0.6125   0.4332
   4.000   0.8910   0.03290   0.02332  -0.0890   0.5984   0.4308
   4.250   1.0009   0.03090   0.02119  -0.1032   0.5954   0.4482
   4.500   0.9458   0.03376   0.02416  -0.0900   0.5828   0.4459
   4.750   1.0104   0.03263   0.02299  -0.0960   0.5786   0.4622
   5.000   1.0860   0.03134   0.02165  -0.1041   0.5754   0.4901
   5.250   0.9971   0.03540   0.02588  -0.0859   0.5621   0.4773
   5.500   1.2722   0.03193   0.02317  -0.1322   0.5584   1.0000
   5.750   1.2303   0.03376   0.02511  -0.1204   0.5504   1.0000
   6.000   1.2295   0.03478   0.02612  -0.1158   0.5438   1.0000
   6.250   1.2895   0.03423   0.02539  -0.1211   0.5401   1.0000
   6.500   1.1919   0.03877   0.03020  -0.1023   0.5298   1.0000
   6.750   1.2173   0.03902   0.03039  -0.1019   0.5254   1.0000
   7.000   1.2809   0.03777   0.02899  -0.1070   0.5227   1.0000
   7.250   1.1334   0.04700   0.03856  -0.0855   0.5076   1.0000
   7.500   1.1883   0.04522   0.03666  -0.0881   0.5064   1.0000
   7.750   1.2528   0.04321   0.03454  -0.0922   0.5051   1.0000
   9.500   0.8320   0.10482   0.09696  -0.0616   0.4269   1.0000
   9.750   0.8600   0.10455   0.09665  -0.0608   0.4229   1.0000
  10.000   0.9072   0.10192   0.09393  -0.0600   0.4205   1.0000
  10.250   0.8463   0.11225   0.10439  -0.0596   0.4100   1.0000
  10.500   0.8757   0.11173   0.10384  -0.0587   0.4057   1.0000
  10.750   0.9217   0.10916   0.10121  -0.0577   0.4033   1.0000
  11.000   0.8777   0.11717   0.10932  -0.0575   0.3905   1.0000
  11.250   0.9155   0.11547   0.10759  -0.0564   0.3873   1.0000
<< Back to USA 32 AIRFOIL (usa32-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to USA 32 AIRFOIL (usa32-il)