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

USA 34 AIRFOIL (usa34-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: USA 34 AIRFOIL (usa34-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 8.97 at α=4.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa34-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-usa34-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: USA 34 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.0299   0.12637   0.12133  -0.0910   0.9175   0.1286
 -10.500  -0.0419   0.12504   0.12001  -0.0954   0.9132   0.1332
 -10.250  -0.0305   0.12057   0.11553  -0.0996   0.9110   0.1348
 -10.000  -0.0234   0.11859   0.11357  -0.0955   0.9035   0.1362
  -9.750  -0.0058   0.11570   0.11066  -0.0963   0.8991   0.1392
  -9.500   0.0047   0.11281   0.10775  -0.0996   0.8957   0.1445
  -9.250  -0.0359   0.11360   0.10862  -0.0985   0.8865   0.1469
  -9.000  -0.0556   0.11131   0.10639  -0.0998   0.8797   0.1480
  -8.750   0.0136   0.10557   0.10055  -0.1003   0.8789   0.1532
  -8.500   0.0218   0.10255   0.09751  -0.1047   0.8759   0.1602
  -7.750   0.0325   0.09511   0.09010  -0.1042   0.8574   0.1712
  -7.500  -0.0007   0.09579   0.09086  -0.0974   0.8444   0.1733
  -7.250  -0.0500   0.09448   0.08958  -0.0997   0.8372   0.1783
  -7.000  -0.0924   0.09491   0.09008  -0.0926   0.8218   0.1785
  -6.750  -0.0288   0.08985   0.08499  -0.0932   0.8213   0.1865
  -6.500  -0.0517   0.08914   0.08431  -0.0891   0.8104   0.1910
  -6.250  -0.0970   0.08557   0.08067  -0.0921   0.7993   0.1978
  -6.000  -0.0684   0.08296   0.07796  -0.0942   0.7966   0.2141
  -5.750  -0.1116   0.08220   0.07717  -0.0888   0.7802   0.2155
  -5.500  -0.0572   0.07947   0.07454  -0.0855   0.7795   0.2272
  -5.250  -0.0309   0.07571   0.07068  -0.0881   0.7774   0.2427
  -5.000  -0.0655   0.07613   0.07115  -0.0806   0.7606   0.2440
  -4.750  -0.0581   0.07338   0.06828  -0.0816   0.7550   0.2581
  -4.500  -0.0715   0.07340   0.06834  -0.0757   0.7423   0.2621
  -4.250  -0.0472   0.07065   0.06548  -0.0771   0.7393   0.2800
  -4.000  -0.0714   0.07129   0.06616  -0.0706   0.7250   0.2829
  -3.750  -0.0509   0.06871   0.06343  -0.0718   0.7210   0.2990
  -3.500  -0.0322   0.05658   0.04972  -0.0831   0.7182   0.2150
  -3.250  -0.0591   0.05767   0.05093  -0.0763   0.7036   0.2158
  -3.000  -0.0279   0.05534   0.04853  -0.0767   0.7008   0.2116
  -2.750  -0.0047   0.05033   0.04271  -0.0768   0.6989   0.1987
  -2.500  -0.0311   0.05184   0.04392  -0.0699   0.6847   0.1966
  -2.250  -0.0013   0.05002   0.04182  -0.0698   0.6817   0.1966
  -2.000   0.0333   0.04812   0.03964  -0.0702   0.6797   0.1970
  -1.750   0.0030   0.05044   0.04190  -0.0634   0.6665   0.1967
  -1.500   0.0320   0.04905   0.04029  -0.0631   0.6632   0.1971
  -1.250   0.0678   0.04751   0.03854  -0.0635   0.6611   0.1979
  -1.000   0.0422   0.04967   0.04065  -0.0575   0.6490   0.1979
  -0.750   0.0686   0.04902   0.03987  -0.0571   0.6453   0.1992
  -0.500   0.1037   0.04814   0.03888  -0.0575   0.6430   0.2015
  -0.250   0.1258   0.04816   0.03879  -0.0567   0.6392   0.2040
   0.000   0.1047   0.05031   0.04092  -0.0516   0.6281   0.2044
   0.250   0.1390   0.04973   0.04020  -0.0519   0.6254   0.2093
   0.500   0.1796   0.04888   0.03909  -0.0528   0.6236   0.2147
   0.750   0.1380   0.05262   0.04289  -0.0465   0.6120   0.2138
   1.000   0.1683   0.05230   0.04256  -0.0467   0.6085   0.2185
   1.250   0.2095   0.05155   0.04180  -0.0478   0.6063   0.2264
   1.500   0.2548   0.05062   0.04080  -0.0494   0.6048   0.2375
   2.500   0.2349   0.05924   0.04953  -0.0396   0.5778   0.2594
   2.750   0.2539   0.06022   0.05048  -0.0392   0.5739   0.2741
   3.000   0.2903   0.06020   0.05054  -0.0403   0.5712   0.2953
   3.250   0.3418   0.05969   0.05018  -0.0434   0.5693   0.3280
   3.500   0.2935   0.06483   0.05534  -0.0386   0.5597   0.3195
   3.750   0.3271   0.06625   0.05689  -0.0419   0.5560   0.3516
   4.000   0.3975   0.06642   0.05748  -0.0500   0.5531   0.4323
   4.250   0.5846   0.06517   0.05743  -0.0775   0.5511   1.0000
   4.500   0.5244   0.07262   0.06503  -0.0733   0.5407   1.0000
   4.750   0.5372   0.07446   0.06678  -0.0727   0.5373   1.0000
   5.000   0.5647   0.07514   0.06733  -0.0727   0.5347   1.0000
   5.250   0.6072   0.07456   0.06660  -0.0732   0.5326   1.0000
   5.500   0.5511   0.08201   0.07418  -0.0701   0.5252   1.0000
   5.750   0.5449   0.08564   0.07782  -0.0692   0.5232   1.0000
   6.000   0.5515   0.08805   0.08020  -0.0685   0.5200   1.0000
   6.250   0.5986   0.08709   0.07911  -0.0689   0.5153   1.0000
   6.500   0.5644   0.09339   0.08550  -0.0677   0.5173   1.0000
   6.750   0.5674   0.09645   0.08856  -0.0673   0.5168   1.0000
   7.000   0.5778   0.09904   0.09113  -0.0671   0.5158   1.0000
   7.250   0.5803   0.10221   0.09431  -0.0668   0.5155   1.0000
   7.500   0.5763   0.10575   0.09787  -0.0663   0.5159   1.0000
   7.750   0.6341   0.10050   0.09243  -0.0643   0.4808   1.0000
   8.000   0.7194   0.09564   0.08742  -0.0648   0.4756   1.0000
   8.250   0.6731   0.10179   0.09365  -0.0629   0.4626   1.0000
   8.500   0.7271   0.09945   0.09122  -0.0627   0.4582   1.0000
   8.750   0.6960   0.10506   0.09691  -0.0616   0.4483   1.0000
   9.000   0.7227   0.10521   0.09703  -0.0611   0.4424   1.0000
   9.250   0.7717   0.10321   0.09498  -0.0608   0.4393   1.0000
   9.500   0.7380   0.10908   0.10093  -0.0598   0.4268   1.0000
   9.750   0.7729   0.10839   0.10021  -0.0594   0.4227   1.0000
  10.000   0.8172   0.10674   0.09853  -0.0589   0.4205   1.0000
  10.250   0.7856   0.11247   0.10434  -0.0582   0.4064   1.0000
  10.500   0.8267   0.11088   0.10271  -0.0575   0.4036   1.0000
  10.750   0.8066   0.11557   0.10746  -0.0570   0.3900   1.0000
  11.000   0.8419   0.11443   0.10632  -0.0563   0.3868   1.0000
  11.250   0.8838   0.11243   0.10430  -0.0555   0.3850   1.0000
  11.500   0.8589   0.11791   0.10985  -0.0553   0.3702   1.0000
  11.750   0.8827   0.11797   0.10991  -0.0546   0.3657   1.0000
  12.000   0.8717   0.12219   0.11418  -0.0546   0.3538   1.0000
  12.250   0.8764   0.12476   0.11678  -0.0543   0.3465   1.0000
  12.500   0.8772   0.12782   0.11988  -0.0544   0.3381   1.0000
  12.750   0.9090   0.12660   0.11867  -0.0534   0.3355   1.0000
  13.000   0.9478   0.12413   0.11621  -0.0523   0.3339   1.0000
  13.250   0.9085   0.13308   0.12521  -0.0537   0.3199   1.0000
  13.500   0.8998   0.13788   0.13005  -0.0544   0.3125   1.0000
<< Back to USA 34 AIRFOIL (usa34-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to USA 34 AIRFOIL (usa34-il)