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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: USA 32 AIRFOIL (usa32-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.49 at α=9.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa32-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-usa32-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.2830   0.16662   0.16066  -0.0208   1.0000   0.1333
 -10.500  -0.2957   0.16718   0.16132  -0.0203   1.0000   0.1352
 -10.250  -0.3145   0.16888   0.16314  -0.0198   1.0000   0.1359
 -10.000  -0.3151   0.16578   0.16012  -0.0186   1.0000   0.1369
  -9.750  -0.3058   0.16141   0.15578  -0.0165   1.0000   0.1393
  -9.500  -0.3078   0.15964   0.15407  -0.0150   1.0000   0.1420
  -9.250  -0.3134   0.15853   0.15303  -0.0137   1.0000   0.1449
  -9.000  -0.3223   0.15793   0.15249  -0.0128   1.0000   0.1477
  -8.750  -0.3389   0.15862   0.15327  -0.0122   1.0000   0.1499
  -8.500  -0.3620   0.16030   0.15504  -0.0117   1.0000   0.1508
  -8.250  -0.3567   0.15601   0.15081  -0.0104   1.0000   0.1523
  -8.000  -0.3464   0.15206   0.14688  -0.0085   1.0000   0.1560
  -7.750  -0.3502   0.15056   0.14542  -0.0073   1.0000   0.1595
  -7.500  -0.3611   0.14984   0.14476  -0.0064   1.0000   0.1633
  -7.250  -0.3808   0.15033   0.14533  -0.0056   1.0000   0.1653
  -7.000  -0.4083   0.15156   0.14664  -0.0044   1.0000   0.1661
  -6.750  -0.4403   0.15282   0.14798  -0.0025   1.0000   0.1665
  -6.500  -0.3907   0.14320   0.13835  -0.0017   1.0000   0.1715
  -6.250  -0.3962   0.14147   0.13666  -0.0002   1.0000   0.1745
  -6.000  -0.4088   0.14033   0.13557   0.0013   1.0000   0.1776
  -5.750  -0.4306   0.13996   0.13528   0.0033   1.0000   0.1801
  -5.500  -0.4567   0.14071   0.13607   0.0032   1.0000   0.1820
  -5.250  -0.4713   0.14009   0.13549   0.0017   1.0000   0.1832
  -5.000  -0.4582   0.13405   0.12950   0.0059   1.0000   0.1859
  -4.750  -0.4573   0.13138   0.12687   0.0076   1.0000   0.1893
  -4.500  -0.4583   0.12947   0.12497   0.0076   0.9990   0.1938
  -4.250  -0.4558   0.13198   0.12735  -0.0032   0.9933   0.2002
  -4.000  -0.4438   0.12532   0.12080   0.0009   0.9883   0.2031
  -3.750  -0.4288   0.12277   0.11824   0.0002   0.9828   0.2091
  -3.500  -0.4138   0.12392   0.11922  -0.0095   0.9741   0.2185
  -3.250  -0.4082   0.11882   0.11421  -0.0063   0.9695   0.2209
  -3.000  -0.3932   0.11594   0.11133  -0.0067   0.9609   0.2262
  -2.750  -0.3706   0.11778   0.11293  -0.0157   0.9527   0.2369
  -2.500  -0.3567   0.11252   0.10776  -0.0143   0.9454   0.2397
  -2.250  -0.3547   0.10960   0.10485  -0.0123   0.9379   0.2435
  -2.000  -0.3192   0.11068   0.10567  -0.0208   0.9297   0.2561
  -1.750  -0.3182   0.10620   0.10130  -0.0177   0.9206   0.2590
  -1.500  -0.2993   0.10458   0.09964  -0.0187   0.9143   0.2673
  -1.250  -0.2798   0.10342   0.09833  -0.0220   0.9036   0.2765
  -1.000  -0.2640   0.10129   0.09619  -0.0220   0.8981   0.2819
  -0.750  -0.2369   0.10197   0.09662  -0.0265   0.8866   0.2936
  -0.500  -0.2226   0.09902   0.09369  -0.0260   0.8817   0.2969
  -0.250  -0.2176   0.09693   0.09159  -0.0245   0.8723   0.3016
   0.000  -0.1784   0.09744   0.09184  -0.0296   0.8653   0.3133
   0.250  -0.1820   0.09509   0.08953  -0.0265   0.8585   0.3167
   0.500  -0.1471   0.09523   0.08946  -0.0299   0.8497   0.3310
   0.750  -0.1435   0.09382   0.08802  -0.0282   0.8456   0.3343
   1.250  -0.0250   0.08738   0.07964  -0.0446   0.8317   0.1650
   1.500  -0.0278   0.08612   0.07831  -0.0417   0.8277   0.1636
   1.750  -0.0070   0.08527   0.07719  -0.0416   0.8193   0.1614
   2.000   0.0319   0.08574   0.07714  -0.0438   0.8146   0.1630
   2.250   0.0322   0.08465   0.07585  -0.0415   0.8103   0.1635
   2.500   0.0568   0.08423   0.07493  -0.0422   0.8037   0.1659
   2.750   0.0925   0.08615   0.07673  -0.0442   0.7986   0.1715
   3.000   0.0976   0.08619   0.07666  -0.0428   0.7939   0.1753
   3.250   0.1321   0.08746   0.07765  -0.0459   0.7856   0.1872
   3.500   0.1744   0.09081   0.08090  -0.0495   0.7814   0.2122
   3.750   0.1758   0.09096   0.08104  -0.0479   0.7770   0.2249
   4.000   0.1945   0.09240   0.08252  -0.0472   0.7688   0.2789
   4.250   0.2243   0.09565   0.08562  -0.0477   0.7647   0.3678
   4.500   0.2189   0.09519   0.08507  -0.0451   0.7567   0.3924
   4.750   0.2641   0.09769   0.08762  -0.0513   0.7505   0.4667
   5.000   0.2972   0.10045   0.09039  -0.0552   0.7471   0.5085
   5.250   0.3076   0.10097   0.09095  -0.0552   0.7378   0.5257
   5.500   0.3464   0.10426   0.09418  -0.0587   0.7326   0.5391
   5.750   0.3463   0.10468   0.09457  -0.0570   0.7238   0.5439
   6.000   0.3740   0.10705   0.09695  -0.0587   0.7177   0.5564
   6.250   0.3875   0.10902   0.09896  -0.0587   0.7135   0.5693
   6.500   0.3979   0.10993   0.09996  -0.0581   0.7041   0.5866
   6.750   0.4884   0.11754   0.10822  -0.0748   0.6988   1.0000
   7.000   0.4847   0.11774   0.10836  -0.0726   0.6882   1.0000
   7.250   0.5159   0.12136   0.11181  -0.0743   0.6832   1.0000
   7.500   0.5094   0.12178   0.11218  -0.0720   0.6743   1.0000
   7.750   0.5362   0.12472   0.11497  -0.0730   0.6674   1.0000
   8.000   0.5365   0.12611   0.11630  -0.0716   0.6603   1.0000
   8.250   0.5548   0.12830   0.11838  -0.0718   0.6518   1.0000
   8.500   0.5741   0.13155   0.12152  -0.0724   0.6470   1.0000
   8.750   0.5759   0.13224   0.12217  -0.0710   0.6355   1.0000
   9.250   0.5970   0.13636   0.12615  -0.0702   0.6189   1.0000
   9.500   0.6304   0.14055   0.13025  -0.0718   0.6126   1.0000
   9.750   0.6177   0.14070   0.13040  -0.0697   0.6028   1.0000
  10.000   0.6466   0.14425   0.13387  -0.0707   0.5948   1.0000
  10.250   0.6395   0.14530   0.13492  -0.0693   0.5865   1.0000
  10.500   0.6608   0.14813   0.13770  -0.0698   0.5773   1.0000
  10.750   0.6623   0.15018   0.13976  -0.0693   0.5702   1.0000
  11.000   0.6756   0.15236   0.14192  -0.0692   0.5602   1.0000
  11.250   0.6959   0.15654   0.14606  -0.0700   0.5553   1.0000
  11.500   0.6911   0.15684   0.14638  -0.0690   0.5434   1.0000
  11.750   0.7204   0.16188   0.15138  -0.0702   0.5380   1.0000
  12.000   0.7074   0.16145   0.15098  -0.0689   0.5271   1.0000
  12.250   0.7379   0.16633   0.15586  -0.0700   0.5215   1.0000
<< Back to USA 32 AIRFOIL (usa32-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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