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=5


Details Polar file
Airfoil: USA 32 AIRFOIL (usa32-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 13.51 at α=4°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa32-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-usa32-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.0610   0.13280   0.12624  -0.0733   0.9115   0.1178
  -9.000  -0.0682   0.13264   0.12612  -0.0766   0.9039   0.1201
  -8.750  -0.0638   0.12979   0.12332  -0.0773   0.8967   0.1209
  -8.500  -0.0421   0.12484   0.11835  -0.0768   0.8907   0.1233
  -8.250  -0.0254   0.12150   0.11500  -0.0788   0.8859   0.1265
  -8.000  -0.0259   0.11969   0.11323  -0.0780   0.8760   0.1291
  -7.750  -0.0262   0.11812   0.11168  -0.0800   0.8686   0.1333
  -7.500  -0.0482   0.11844   0.11207  -0.0787   0.8558   0.1345
  -7.250  -0.0543   0.11687   0.11055  -0.0803   0.8490   0.1352
  -7.000  -0.0186   0.11106   0.10469  -0.0787   0.8441   0.1402
  -6.750  -0.0210   0.10939   0.10305  -0.0775   0.8348   0.1431
  -6.500  -0.0316   0.10838   0.10208  -0.0758   0.8254   0.1462
  -6.250  -0.0450   0.10771   0.10143  -0.0761   0.8155   0.1489
  -6.000  -0.0629   0.10745   0.10118  -0.0749   0.8036   0.1497
  -5.750  -0.0559   0.10459   0.09830  -0.0767   0.7977   0.1501
  -5.250  -0.0576   0.09357   0.08704  -0.0794   0.7820   0.0927
  -5.000  -0.0388   0.09038   0.08384  -0.0784   0.7789   0.0899
  -4.750  -0.0494   0.08923   0.08271  -0.0752   0.7681   0.0890
  -4.500  -0.0338   0.08567   0.07906  -0.0770   0.7636   0.0871
  -4.000  -0.0202   0.07821   0.07125  -0.0802   0.7488   0.0803
  -3.750   0.0030   0.07494   0.06786  -0.0814   0.7456   0.0792
  -3.500  -0.0008   0.07382   0.06669  -0.0786   0.7353   0.0786
  -3.250   0.0221   0.07035   0.06303  -0.0800   0.7313   0.0774
  -3.000   0.0300   0.06825   0.06079  -0.0791   0.7235   0.0771
  -2.750   0.0485   0.06515   0.05745  -0.0796   0.7178   0.0776
  -2.500   0.0763   0.06073   0.05264  -0.0814   0.7144   0.0780
  -2.250   0.0834   0.05840   0.05000  -0.0798   0.7062   0.0777
  -2.000   0.1057   0.05512   0.04624  -0.0798   0.7013   0.0772
  -1.750   0.1361   0.05166   0.04211  -0.0803   0.6981   0.0774
  -1.500   0.1448   0.05082   0.04088  -0.0779   0.6894   0.0777
  -1.250   0.1727   0.04910   0.03860  -0.0778   0.6846   0.0795
  -1.000   0.2090   0.04749   0.03661  -0.0786   0.6814   0.0820
  -0.750   0.2176   0.04780   0.03682  -0.0763   0.6718   0.0837
  -0.500   0.2498   0.04687   0.03565  -0.0767   0.6672   0.0860
  -0.250   0.3000   0.04569   0.03408  -0.0798   0.6644   0.0894
   0.000   0.3174   0.04638   0.03456  -0.0792   0.6543   0.0917
   0.250   0.3616   0.04577   0.03388  -0.0818   0.6500   0.0989
   0.500   0.4127   0.04481   0.03286  -0.0852   0.6473   0.1112
   1.000   0.4595   0.04555   0.03401  -0.0844   0.6321   0.1581
   1.250   0.4912   0.04525   0.03356  -0.0837   0.6291   0.2231
   1.750   0.5020   0.04731   0.03557  -0.0765   0.6123   0.2788
   2.000   0.5272   0.04702   0.03515  -0.0747   0.6096   0.3118
   2.500   0.5485   0.04897   0.03697  -0.0704   0.5923   0.3495
   2.750   0.5960   0.04811   0.03587  -0.0730   0.5903   0.3613
   3.250   0.6289   0.05019   0.03778  -0.0717   0.5728   0.3719
   3.750   0.6571   0.05262   0.04005  -0.0700   0.5556   0.3813
   4.000   0.7003   0.05182   0.03912  -0.0718   0.5534   0.3886
   4.500   0.7172   0.05494   0.04220  -0.0691   0.5363   0.4000
   5.000   0.7303   0.05839   0.04564  -0.0661   0.5197   0.4110
   5.500   0.7393   0.06242   0.04968  -0.0633   0.5037   0.4218
   5.750   0.7684   0.06200   0.04925  -0.0631   0.5015   0.4326
   6.250   0.7708   0.06665   0.05398  -0.0600   0.4858   0.4474
   6.750   0.7688   0.07205   0.05953  -0.0573   0.4712   0.4655
   7.000   0.7928   0.07209   0.05972  -0.0569   0.4687   0.4913
   8.000   0.8446   0.08588   0.07430  -0.0652   0.4419   1.0000
   8.250   0.8566   0.08749   0.07587  -0.0644   0.4377   1.0000
   8.500   0.8780   0.08805   0.07636  -0.0637   0.4351   1.0000
   9.000   0.8615   0.09607   0.08445  -0.0619   0.4218   1.0000
   9.250   0.8789   0.09709   0.08542  -0.0612   0.4186   1.0000
   9.500   0.9029   0.09733   0.08561  -0.0606   0.4164   1.0000
  10.000   0.8868   0.10516   0.09354  -0.0591   0.4020   1.0000
  10.250   0.9128   0.10498   0.09331  -0.0583   0.3992   1.0000
  10.500   0.8894   0.11046   0.09887  -0.0576   0.3881   1.0000
  10.750   0.9100   0.11075   0.09914  -0.0568   0.3838   1.0000
  11.000   0.9383   0.11011   0.09848  -0.0560   0.3810   1.0000
  11.250   0.9118   0.11611   0.10457  -0.0557   0.3692   1.0000
  11.500   0.9320   0.11647   0.10493  -0.0549   0.3654   1.0000
  11.750   0.9581   0.11612   0.10457  -0.0541   0.3630   1.0000
  12.000   0.9305   0.12248   0.11103  -0.0542   0.3508   1.0000
  12.250   0.9511   0.12274   0.11132  -0.0535   0.3472   1.0000
<< Back to USA 32 AIRFOIL (usa32-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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