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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: USA 34 AIRFOIL (usa34-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.01 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa34-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-usa34-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.3398   0.16133   0.15548  -0.0154   1.0000   0.1935
  -9.750  -0.3684   0.16281   0.15705  -0.0155   1.0000   0.1960
  -9.500  -0.3969   0.16374   0.15810  -0.0154   1.0000   0.1968
  -9.250  -0.3569   0.15585   0.15018  -0.0130   1.0000   0.2008
  -9.000  -0.3555   0.15395   0.14832  -0.0116   1.0000   0.2053
  -8.750  -0.3663   0.15310   0.14752  -0.0107   1.0000   0.2108
  -8.500  -0.3971   0.15411   0.14863  -0.0105   1.0000   0.2140
  -8.250  -0.3127   0.14535   0.13968  -0.0230   0.9774   0.2244
  -8.000  -0.3229   0.14480   0.13916  -0.0255   0.9709   0.2319
  -7.750  -0.3665   0.14678   0.14124  -0.0256   0.9676   0.2337
  -7.500  -0.4074   0.14551   0.14021  -0.0055   1.0000   0.2304
  -7.250  -0.4485   0.14655   0.14135  -0.0046   1.0000   0.2332
  -7.000  -0.4960   0.14752   0.14242  -0.0027   1.0000   0.2339
  -6.750  -0.4281   0.13963   0.13449  -0.0018   1.0000   0.2415
  -6.500  -0.4401   0.13837   0.13328  -0.0003   1.0000   0.2481
  -6.250  -0.4781   0.13836   0.13335   0.0015   1.0000   0.2519
  -6.000  -0.5266   0.13851   0.13357   0.0033   1.0000   0.2532
  -5.750  -0.4630   0.13248   0.12750   0.0024   0.9965   0.2643
  -5.500  -0.4934   0.13195   0.12702   0.0033   0.9934   0.2711
  -5.250  -0.5296   0.13044   0.12554   0.0014   0.9914   0.2746
  -5.000  -0.4873   0.12634   0.12143   0.0036   0.9857   0.2839
  -4.750  -0.5237   0.12596   0.12101  -0.0022   0.9810   0.2945
  -4.500  -0.4939   0.12148   0.11658   0.0031   0.9759   0.3026
  -4.250  -0.5041   0.11940   0.11445  -0.0008   0.9697   0.3165
  -4.000  -0.4932   0.11669   0.11177   0.0029   0.9655   0.3269
  -3.750  -0.4914   0.11381   0.10888   0.0020   0.9584   0.3413
  -3.500  -0.4937   0.11151   0.10653   0.0014   0.9538   0.3586
  -3.250  -0.4899   0.10895   0.10393   0.0017   0.9455   0.3783
  -3.000  -0.4807   0.10685   0.10182   0.0034   0.9408   0.4003
  -2.750  -0.4813   0.10425   0.09923   0.0066   0.9333   0.4221
  -2.500  -0.4740   0.10292   0.09788   0.0081   0.9273   0.4607
  -2.250  -0.4765   0.10054   0.09554   0.0139   0.9221   0.4860
  -2.000  -0.4726   0.09885   0.09390   0.0198   0.9139   0.5313
  -1.750  -0.4731   0.09797   0.09305   0.0268   0.9097   0.5898
  -1.500  -0.4767   0.09557   0.09071   0.0337   0.9021   0.6238
  -1.250  -0.4708   0.09397   0.08913   0.0390   0.8961   0.6692
  -1.000  -0.4564   0.09259   0.08774   0.0420   0.8921   0.7034
  -0.750  -0.4739   0.08966   0.08480   0.0462   0.8832   0.7137
  -0.500  -0.2868   0.08409   0.07644  -0.0281   0.8724   0.3116
  -0.250  -0.2742   0.08252   0.07473  -0.0274   0.8633   0.3062
   0.000  -0.2393   0.08233   0.07387  -0.0306   0.8575   0.2924
   0.250  -0.2295   0.08161   0.07300  -0.0293   0.8529   0.2903
   0.500  -0.2142   0.08078   0.07197  -0.0286   0.8430   0.2883
   0.750  -0.1824   0.08193   0.07280  -0.0302   0.8377   0.2884
   1.000  -0.1776   0.08114   0.07184  -0.0282   0.8323   0.2885
   1.250  -0.1605   0.08096   0.07140  -0.0276   0.8237   0.2896
   1.500  -0.1285   0.08240   0.07251  -0.0292   0.8184   0.2908
   1.750  -0.1199   0.08219   0.07211  -0.0277   0.8132   0.2917
   2.000  -0.1026   0.08220   0.07185  -0.0272   0.8040   0.2935
   2.250  -0.0712   0.08380   0.07337  -0.0289   0.7990   0.2982
   2.500  -0.0521   0.08515   0.07464  -0.0290   0.7958   0.3040
   2.750  -0.0467   0.08431   0.07370  -0.0272   0.7861   0.3091
   3.000  -0.0121   0.08612   0.07528  -0.0296   0.7801   0.3174
   3.250   0.0301   0.08954   0.07857  -0.0337   0.7768   0.3301
   3.500   0.0279   0.08801   0.07693  -0.0316   0.7681   0.3359
   3.750   0.0659   0.09007   0.07888  -0.0355   0.7616   0.3549
   4.000   0.1225   0.09408   0.08293  -0.0428   0.7578   0.3828
   4.250   0.1250   0.09359   0.08244  -0.0419   0.7508   0.3980
   4.500   0.1630   0.09553   0.08452  -0.0465   0.7434   0.4371
   4.750   0.2247   0.09907   0.08885  -0.0556   0.7391   0.5326
   5.000   0.3030   0.10413   0.09460  -0.0698   0.7359   1.0000
   5.250   0.3016   0.10394   0.09426  -0.0675   0.7261   1.0000
   5.500   0.3281   0.10667   0.09674  -0.0687   0.7204   1.0000
   6.000   0.3456   0.10980   0.09962  -0.0672   0.7082   1.0000
   6.250   0.3691   0.11227   0.10195  -0.0680   0.7015   1.0000
   6.500   0.4048   0.11704   0.10657  -0.0704   0.6979   1.0000
   6.750   0.3877   0.11581   0.10533  -0.0669   0.6894   1.0000
   7.000   0.4099   0.11828   0.10771  -0.0676   0.6822   1.0000
   7.500   0.4284   0.12188   0.11122  -0.0666   0.6685   1.0000
   7.750   0.4556   0.12506   0.11432  -0.0678   0.6616   1.0000
   8.000   0.4580   0.12658   0.11582  -0.0669   0.6549   1.0000
   8.250   0.4750   0.12855   0.11775  -0.0670   0.6448   1.0000
   8.500   0.4951   0.13203   0.12119  -0.0678   0.6393   1.0000
   8.750   0.4996   0.13267   0.12183  -0.0668   0.6270   1.0000
   9.000   0.5195   0.13615   0.12528  -0.0676   0.6209   1.0000
   9.250   0.5253   0.13707   0.12620  -0.0668   0.6086   1.0000
   9.500   0.5386   0.13998   0.12910  -0.0671   0.6018   1.0000
   9.750   0.5512   0.14171   0.13082  -0.0670   0.5899   1.0000
  10.000   0.5574   0.14401   0.13313  -0.0668   0.5820   1.0000
  10.250   0.5780   0.14662   0.13574  -0.0674   0.5709   1.0000
  10.500   0.5780   0.14839   0.13752  -0.0669   0.5621   1.0000
  10.750   0.5987   0.15123   0.14036  -0.0675   0.5529   1.0000
  11.000   0.6028   0.15367   0.14281  -0.0675   0.5465   1.0000
  11.250   0.6157   0.15572   0.14487  -0.0676   0.5356   1.0000
  11.500   0.6385   0.16010   0.14925  -0.0686   0.5308   1.0000
  11.750   0.6315   0.16018   0.14936  -0.0679   0.5194   1.0000
  12.000   0.6598   0.16451   0.15369  -0.0690   0.5140   1.0000
<< Back to USA 34 AIRFOIL (usa34-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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