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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 34 AIRFOIL (usa34-il)