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

USA 33 AIRFOIL (usa33-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: USA 33 AIRFOIL (usa33-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.17 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa33-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-usa33-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: USA 33 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.000  -0.2416   0.14264   0.13475  -0.0300   1.0000   0.1641
 -11.750  -0.2555   0.14342   0.13562  -0.0317   1.0000   0.1663
 -11.500  -0.2491   0.13968   0.13196  -0.0320   1.0000   0.1677
 -11.250  -0.2289   0.13454   0.12686  -0.0311   1.0000   0.1704
 -11.000  -0.2207   0.13161   0.12399  -0.0309   1.0000   0.1736
 -10.750  -0.2182   0.12941   0.12187  -0.0311   1.0000   0.1772
 -10.500  -0.2268   0.12869   0.12124  -0.0320   1.0000   0.1806
 -10.250  -0.2501   0.12980   0.12250  -0.0334   1.0000   0.1819
 -10.000  -0.2234   0.12324   0.11598  -0.0320   1.0000   0.1840
  -9.750  -0.2099   0.11965   0.11247  -0.0310   1.0000   0.1876
  -9.500  -0.2082   0.11750   0.11043  -0.0305   1.0000   0.1918
  -9.250  -0.2212   0.11686   0.10993  -0.0305   1.0000   0.1960
  -9.000  -0.2528   0.11803   0.11132  -0.0302   1.0000   0.1975
  -8.750  -0.2329   0.11290   0.10629  -0.0281   1.0000   0.2002
  -8.500  -0.2323   0.11088   0.10440  -0.0252   1.0000   0.2033
  -8.250  -0.2494   0.11065   0.10434  -0.0214   1.0000   0.2057
  -8.000  -0.2734   0.11104   0.10490  -0.0173   1.0000   0.2075
  -7.750  -0.2997   0.11151   0.10552  -0.0137   1.0000   0.2093
  -7.500  -0.3296   0.11211   0.10626  -0.0107   1.0000   0.2112
  -7.250  -0.3640   0.11277   0.10705  -0.0082   1.0000   0.2125
  -7.000  -0.4055   0.11333   0.10770  -0.0082   0.9964   0.2135
  -6.750  -0.3470   0.10648   0.10084  -0.0118   0.9896   0.2192
  -6.500  -0.3358   0.10344   0.09779  -0.0168   0.9794   0.2267
  -6.250  -0.3795   0.10400   0.09825  -0.0222   0.9642   0.2309
  -6.000  -0.3272   0.09752   0.09189  -0.0220   0.9583   0.2364
  -5.750  -0.3257   0.09530   0.08962  -0.0255   0.9481   0.2460
  -5.500  -0.3267   0.09241   0.08674  -0.0264   0.9376   0.2512
  -5.250  -0.3096   0.08964   0.08397  -0.0275   0.9294   0.2621
  -5.000  -0.3163   0.08736   0.08168  -0.0275   0.9200   0.2699
  -4.750  -0.3146   0.08585   0.08010  -0.0279   0.9119   0.2839
  -4.500  -0.3056   0.08263   0.07697  -0.0263   0.9037   0.2916
  -4.250  -0.2922   0.07988   0.07418  -0.0277   0.8966   0.3099
  -4.000   0.3500   0.05622   0.05043  -0.0776   0.9150   1.0000
  -3.750   0.3769   0.05386   0.04806  -0.0819   0.9015   1.0000
  -3.500  -0.2964   0.07447   0.06880  -0.0206   0.8731   0.3705
  -2.750  -0.2891   0.06877   0.06327  -0.0106   0.8482   0.4513
  -2.500  -0.2786   0.06622   0.06079  -0.0080   0.8395   0.4827
  -2.250  -0.2760   0.06446   0.05899  -0.0056   0.8312   0.5030
  -2.000  -0.2706   0.06278   0.05733  -0.0032   0.8219   0.5167
  -1.750  -0.2410   0.06008   0.05451  -0.0055   0.8138   0.5281
  -1.500  -0.2493   0.05975   0.05396  -0.0041   0.8043   0.5214
  -1.250  -0.2005   0.05786   0.05165  -0.0110   0.7944   0.5000
  -1.000  -0.1913   0.05732   0.05089  -0.0112   0.7842   0.4753
  -0.750  -0.0669   0.05790   0.04958  -0.0294   0.7718   0.2595
  -0.500  -0.0685   0.05810   0.04952  -0.0259   0.7607   0.2406
  -0.250  -0.0163   0.05664   0.04755  -0.0285   0.7515   0.2225
   0.000  -0.0207   0.05707   0.04783  -0.0249   0.7402   0.2208
   0.250   0.0266   0.05590   0.04632  -0.0268   0.7306   0.2202
   0.500   0.0231   0.05657   0.04685  -0.0234   0.7195   0.2192
   0.750   0.0657   0.05577   0.04578  -0.0247   0.7101   0.2211
   1.000   0.0658   0.05658   0.04648  -0.0220   0.6995   0.2233
   1.250   0.1054   0.05625   0.04581  -0.0228   0.6895   0.2317
   1.500   0.1093   0.05690   0.04648  -0.0209   0.6799   0.2357
   1.750   0.1341   0.05720   0.04662  -0.0209   0.6711   0.2453
   2.000   0.1680   0.05744   0.04678  -0.0225   0.6616   0.2630
   2.250   0.2034   0.05777   0.04707  -0.0249   0.6509   0.2886
   2.500   0.2467   0.05768   0.04712  -0.0274   0.6421   0.3301
   2.750   0.2389   0.05947   0.04896  -0.0250   0.6355   0.3424
   3.000   0.2673   0.05927   0.04912  -0.0249   0.6275   0.3964
   3.250   0.2744   0.06010   0.05039  -0.0234   0.6207   0.4469
   3.500   0.4393   0.06129   0.05273  -0.0459   0.6019   1.0000
   3.750   0.4068   0.06441   0.05584  -0.0417   0.5958   1.0000
   4.000   0.4207   0.06592   0.05718  -0.0405   0.5876   1.0000
   4.250   0.4359   0.06747   0.05855  -0.0391   0.5789   1.0000
   4.500   0.4249   0.06985   0.06087  -0.0367   0.5713   1.0000
   4.750   0.3186   0.07930   0.07078  -0.0358   0.6572   1.0000
   5.000   0.4429   0.07329   0.06406  -0.0337   0.5524   1.0000
   5.250   0.4910   0.07330   0.06385  -0.0335   0.5396   1.0000
   5.500   0.4621   0.07685   0.06741  -0.0310   0.5334   1.0000
   5.750   0.5259   0.07608   0.06641  -0.0311   0.5203   1.0000
   6.000   0.4832   0.08061   0.07099  -0.0287   0.5153   1.0000
   6.250   0.4756   0.08357   0.07392  -0.0276   0.5098   1.0000
   6.500   0.5139   0.08427   0.07448  -0.0270   0.4981   1.0000
   6.750   0.4941   0.08818   0.07840  -0.0260   0.4954   1.0000
   7.000   0.4861   0.09171   0.08192  -0.0255   0.4940   1.0000
   7.250   0.4876   0.09537   0.08555  -0.0256   0.4964   1.0000
   7.500   0.4166   0.10398   0.09439  -0.0282   0.5686   1.0000
   7.750   0.4624   0.10895   0.09926  -0.0302   0.5619   1.0000
   8.000   0.4313   0.10892   0.09922  -0.0273   0.5549   1.0000
   8.250   0.4467   0.11129   0.10152  -0.0271   0.5457   1.0000
   8.500   0.4822   0.11602   0.10618  -0.0285   0.5415   1.0000
   8.750   0.4606   0.11669   0.10683  -0.0266   0.5371   1.0000
   9.000   0.4634   0.11835   0.10846  -0.0258   0.5284   1.0000
   9.250   0.4875   0.12176   0.11182  -0.0263   0.5228   1.0000
   9.500   0.5105   0.12629   0.11630  -0.0272   0.5199   1.0000
   9.750   0.4866   0.12561   0.11562  -0.0252   0.5109   1.0000
  10.000   0.5021   0.12829   0.11826  -0.0252   0.5047   1.0000
  10.250   0.5282   0.13249   0.12244  -0.0260   0.5012   1.0000
  10.500   0.5300   0.13511   0.12503  -0.0259   0.4985   1.0000
  10.750   0.5196   0.13530   0.12522  -0.0248   0.4898   1.0000
<< Back to USA 33 AIRFOIL (usa33-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to USA 33 AIRFOIL (usa33-il)