USA 34 AIRFOIL (usa34-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 34 AIRFOIL (usa34-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 40.86 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa34-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-usa34-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 0.0212 0.11586 0.11012 -0.1149 0.9051 0.0552
-12.500 0.0287 0.11162 0.10584 -0.1181 0.9012 0.0559
-12.250 0.0291 0.10591 0.10009 -0.1229 0.8981 0.0572
-12.000 0.0527 0.10357 0.09772 -0.1259 0.8957 0.0584
-11.750 0.0680 0.10004 0.09415 -0.1296 0.8927 0.0597
-11.500 0.0717 0.09628 0.09036 -0.1321 0.8861 0.0608
-11.250 0.0739 0.09081 0.08485 -0.1367 0.8815 0.0621
-11.000 0.0941 0.08750 0.08149 -0.1412 0.8779 0.0643
-10.750 0.1107 0.08327 0.07719 -0.1466 0.8744 0.0668
-10.500 0.0912 0.07767 0.07159 -0.1490 0.8660 0.0692
-10.250 0.1126 0.07587 0.06975 -0.1514 0.8606 0.0712
-10.000 0.0958 0.06792 0.06175 -0.1587 0.8554 0.0763
-9.750 0.1072 0.06757 0.06140 -0.1575 0.8471 0.0781
-9.500 0.0637 0.05972 0.05355 -0.1622 0.8381 0.0842
-9.250 0.0909 0.05903 0.05279 -0.1640 0.8333 0.0868
-9.000 -0.1171 0.04102 0.03418 -0.1578 0.8153 0.0922
-8.750 -0.0689 0.04327 0.03661 -0.1584 0.8120 0.0940
-8.500 -0.0823 0.04282 0.03613 -0.1525 0.8040 0.0955
-8.250 -0.1031 0.03922 0.03207 -0.1488 0.7981 0.0993
-8.000 -0.0833 0.03773 0.03033 -0.1489 0.7949 0.1022
-7.750 -0.0780 0.03813 0.03078 -0.1448 0.7886 0.1038
-7.500 -0.0749 0.03790 0.03048 -0.1408 0.7822 0.1061
-7.250 -0.0772 0.03531 0.02726 -0.1377 0.7774 0.1104
-7.000 -0.0337 0.03568 0.02778 -0.1400 0.7749 0.1132
-6.750 -0.0279 0.03572 0.02782 -0.1361 0.7688 0.1151
-6.500 -0.0303 0.03534 0.02733 -0.1310 0.7616 0.1173
-6.250 -0.0182 0.03368 0.02519 -0.1290 0.7573 0.1205
-6.000 0.0167 0.03307 0.02452 -0.1304 0.7546 0.1232
-5.750 0.0172 0.03302 0.02445 -0.1254 0.7476 0.1245
-5.500 0.0206 0.03277 0.02416 -0.1210 0.7403 0.1261
-5.250 0.0474 0.03178 0.02293 -0.1209 0.7365 0.1281
-5.000 0.0812 0.03057 0.02140 -0.1221 0.7338 0.1302
-4.750 0.0640 0.03058 0.02134 -0.1139 0.7244 0.1307
-4.500 0.0792 0.02985 0.02036 -0.1115 0.7186 0.1319
-4.250 0.1111 0.02884 0.01903 -0.1121 0.7151 0.1331
-4.000 0.1538 0.02788 0.01796 -0.1147 0.7125 0.1342
-3.750 0.1293 0.02825 0.01835 -0.1050 0.7009 0.1345
-3.500 0.1578 0.02763 0.01764 -0.1049 0.6964 0.1356
-3.250 0.1963 0.02688 0.01677 -0.1066 0.6934 0.1372
-3.000 0.1888 0.02708 0.01696 -0.1001 0.6836 0.1379
-2.750 0.2094 0.02672 0.01649 -0.0986 0.6776 0.1394
-2.500 0.2462 0.02602 0.01566 -0.0998 0.6740 0.1419
-2.250 0.2475 0.02619 0.01577 -0.0950 0.6651 0.1435
-2.000 0.2650 0.02603 0.01548 -0.0929 0.6583 0.1458
-1.750 0.3005 0.02539 0.01481 -0.0939 0.6548 0.1486
-1.500 0.3018 0.02570 0.01515 -0.0893 0.6457 0.1503
-1.250 0.3217 0.02554 0.01496 -0.0877 0.6393 0.1530
-1.000 0.3580 0.02494 0.01427 -0.0888 0.6357 0.1576
-0.750 0.3563 0.02545 0.01475 -0.0837 0.6260 0.1602
-0.500 0.3806 0.02519 0.01450 -0.0829 0.6208 0.1645
-0.250 0.4165 0.02467 0.01395 -0.0840 0.6174 0.1715
0.000 0.4175 0.02523 0.01451 -0.0796 0.6084 0.1757
0.250 0.4434 0.02502 0.01433 -0.0791 0.6031 0.1835
0.750 0.4875 0.02502 0.01436 -0.0771 0.5922 0.2021
1.000 0.5101 0.02507 0.01441 -0.0762 0.5869 0.2138
1.250 0.5464 0.02476 0.01410 -0.0775 0.5833 0.2296
1.500 0.5856 0.02454 0.01389 -0.0795 0.5795 0.2515
1.750 0.5956 0.02518 0.01459 -0.0770 0.5721 0.2679
2.000 0.6300 0.02510 0.01457 -0.0782 0.5676 0.2978
2.250 0.6731 0.02480 0.01429 -0.0809 0.5645 0.3352
2.500 0.7025 0.02490 0.01446 -0.0815 0.5600 0.3674
2.750 0.7188 0.02540 0.01506 -0.0802 0.5540 0.3957
3.000 0.7550 0.02523 0.01508 -0.0820 0.5497 0.4506
3.500 0.9545 0.02441 0.01506 -0.1105 0.5423 1.0000
3.750 0.9602 0.02517 0.01581 -0.1071 0.5368 1.0000
4.000 0.9799 0.02555 0.01611 -0.1059 0.5322 1.0000
4.250 1.0095 0.02568 0.01611 -0.1062 0.5284 1.0000
4.500 1.0480 0.02565 0.01593 -0.1079 0.5254 1.0000
4.750 1.0444 0.02670 0.01705 -0.1032 0.5202 1.0000
5.000 1.0547 0.02745 0.01780 -0.1008 0.5156 1.0000
5.250 1.0769 0.02783 0.01812 -0.1001 0.5117 1.0000
5.500 1.1085 0.02793 0.01813 -0.1007 0.5084 1.0000
5.750 1.1414 0.02806 0.01816 -0.1016 0.5052 1.0000
6.000 1.1269 0.02961 0.01985 -0.0957 0.4998 1.0000
6.250 1.1339 0.03059 0.02085 -0.0931 0.4953 1.0000
6.500 1.1567 0.03094 0.02116 -0.0925 0.4912 1.0000
6.750 1.1921 0.03083 0.02096 -0.0936 0.4878 1.0000
7.000 1.1957 0.03190 0.02208 -0.0906 0.4830 1.0000
7.250 1.1790 0.03392 0.02422 -0.0853 0.4767 1.0000
7.500 1.1957 0.03449 0.02478 -0.0840 0.4721 1.0000
7.750 1.2318 0.03415 0.02435 -0.0850 0.4684 1.0000
8.000 1.2383 0.03525 0.02549 -0.0827 0.4640 1.0000
8.250 1.2032 0.03863 0.02906 -0.0762 0.4563 1.0000
8.500 1.2229 0.03904 0.02945 -0.0754 0.4520 1.0000
8.750 1.2572 0.03864 0.02900 -0.0760 0.4490 1.0000
9.000 1.2322 0.04186 0.03236 -0.0713 0.4425 1.0000
9.250 1.2076 0.04537 0.03600 -0.0672 0.4347 1.0000
9.500 1.2399 0.04479 0.03538 -0.0673 0.4315 1.0000
9.750 1.2826 0.04355 0.03406 -0.0684 0.4289 1.0000
10.250 1.2276 0.05151 0.04229 -0.0607 0.4128 1.0000
10.500 1.2692 0.04999 0.04072 -0.0613 0.4107 1.0000
11.000 1.1662 0.06432 0.05538 -0.0538 0.3883 1.0000
11.250 1.2601 0.05693 0.04784 -0.0558 0.3922 1.0000
11.750 1.2033 0.06748 0.05863 -0.0515 0.3735 1.0000
12.250 1.1749 0.07592 0.06723 -0.0493 0.3557 1.0000
12.750 1.1817 0.08037 0.07177 -0.0480 0.3420 1.0000
13.250 1.1762 0.08652 0.07804 -0.0469 0.3255 1.0000
13.750 1.1769 0.09198 0.08361 -0.0461 0.3094 1.0000
14.500 1.2136 0.09531 0.08700 -0.0450 0.2908 1.0000
15.000 1.2176 0.10046 0.09224 -0.0446 0.2753 1.0000
15.250 1.1978 0.10626 0.09814 -0.0449 0.2637 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 34 AIRFOIL (usa34-il)