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=5


Details Polar file
Airfoil: USA 34 AIRFOIL (usa34-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.25 at α=4.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa34-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-usa34-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.0470   0.12841   0.12097  -0.0926   0.9122   0.0954
 -11.000  -0.0512   0.12649   0.11908  -0.0917   0.9047   0.0963
 -10.750  -0.0457   0.12322   0.11580  -0.0937   0.8997   0.0966
 -10.500  -0.0357   0.11929   0.11183  -0.0969   0.8960   0.0966
 -10.250  -0.0364   0.11638   0.10892  -0.0976   0.8890   0.0969
 -10.000  -0.0364   0.11336   0.10590  -0.0987   0.8821   0.0978
  -9.750  -0.0353   0.10916   0.10168  -0.1021   0.8775   0.0997
  -9.500  -0.0376   0.10612   0.09866  -0.1031   0.8712   0.1015
  -9.250  -0.0366   0.10444   0.09699  -0.1018   0.8634   0.1029
  -9.000  -0.0302   0.10130   0.09384  -0.1035   0.8588   0.1050
  -8.750  -0.0275   0.09729   0.08979  -0.1066   0.8552   0.1077
  -8.500  -0.0573   0.09640   0.08900  -0.1022   0.8436   0.1085
  -8.250  -0.0861   0.09179   0.08440  -0.1040   0.8371   0.1104
  -8.000  -0.0551   0.09010   0.08268  -0.1052   0.8345   0.1148
  -7.750  -0.0951   0.08998   0.08267  -0.0984   0.8214   0.1148
  -7.500  -0.1066   0.08582   0.07846  -0.1001   0.8158   0.1184
  -7.250  -0.1420   0.08389   0.07657  -0.0960   0.8038   0.1193
  -7.000  -0.1462   0.08010   0.07270  -0.0968   0.7975   0.1231
  -6.750  -0.1287   0.07745   0.06995  -0.0983   0.7939   0.1289
  -6.500  -0.1636   0.07557   0.06804  -0.0935   0.7804   0.1307
  -6.250  -0.1449   0.07387   0.06625  -0.0938   0.7759   0.1374
  -6.000  -0.1547   0.07270   0.06502  -0.0907   0.7660   0.1419
  -5.750  -0.1558   0.06968   0.06180  -0.0904   0.7584   0.1485
  -5.500  -0.1289   0.06862   0.06067  -0.0905   0.7547   0.1541
  -5.250  -0.1428   0.06722   0.05915  -0.0867   0.7432   0.1554
  -5.000  -0.1343   0.06381   0.05539  -0.0869   0.7371   0.1582
  -4.750  -0.1176   0.05975   0.05081  -0.0880   0.7335   0.1603
  -4.500  -0.1293   0.05890   0.04975  -0.0836   0.7215   0.1606
  -4.250  -0.1118   0.05688   0.04743  -0.0830   0.7163   0.1623
  -4.000  -0.0832   0.05557   0.04602  -0.0832   0.7130   0.1643
  -3.750  -0.0907   0.05578   0.04614  -0.0788   0.7012   0.1652
  -3.500  -0.0701   0.05446   0.04459  -0.0781   0.6961   0.1667
  -3.250  -0.0431   0.05275   0.04257  -0.0781   0.6928   0.1681
  -3.000  -0.0499   0.05308   0.04275  -0.0739   0.6814   0.1688
  -2.750  -0.0293   0.05204   0.04143  -0.0730   0.6764   0.1703
  -2.500  -0.0012   0.05074   0.03981  -0.0729   0.6732   0.1731
  -2.250  -0.0059   0.05131   0.04020  -0.0690   0.6624   0.1744
  -2.000   0.0156   0.05052   0.03905  -0.0680   0.6574   0.1769
  -1.750   0.0447   0.04961   0.03794  -0.0680   0.6543   0.1792
  -1.500   0.0419   0.05054   0.03882  -0.0645   0.6444   0.1802
  -1.250   0.0634   0.05030   0.03847  -0.0636   0.6392   0.1822
  -1.000   0.0945   0.04966   0.03767  -0.0639   0.6361   0.1853
  -0.750   0.0954   0.05064   0.03857  -0.0610   0.6270   0.1875
  -0.500   0.1154   0.05071   0.03846  -0.0602   0.6217   0.1915
  -0.250   0.1459   0.05031   0.03788  -0.0605   0.6185   0.1966
   0.000   0.1786   0.04998   0.03751  -0.0611   0.6158   0.2016
   0.250   0.1728   0.05181   0.03932  -0.0582   0.6049   0.2042
   0.500   0.2097   0.05169   0.03897  -0.0598   0.6015   0.2117
   0.750   0.2479   0.05149   0.03875  -0.0615   0.5992   0.2197
   1.000   0.2416   0.05365   0.04091  -0.0589   0.5891   0.2239
   1.250   0.2724   0.05391   0.04109  -0.0598   0.5851   0.2344
   1.500   0.3091   0.05381   0.04091  -0.0612   0.5824   0.2493
   2.000   0.3303   0.05670   0.04386  -0.0595   0.5690   0.2712
   2.250   0.3619   0.05692   0.04411  -0.0604   0.5658   0.2919
   2.500   0.3990   0.05676   0.04403  -0.0618   0.5635   0.3205
   3.000   0.4149   0.06037   0.04782  -0.0605   0.5495   0.3610
   3.250   0.4506   0.06046   0.04809  -0.0622   0.5468   0.4046
   3.500   0.4927   0.06007   0.04817  -0.0649   0.5448   0.4839
   3.750   0.5328   0.06364   0.05280  -0.0738   0.5348   1.0000
   4.000   0.5516   0.06472   0.05368  -0.0733   0.5305   1.0000
   4.250   0.5766   0.06534   0.05410  -0.0730   0.5278   1.0000
   4.500   0.6063   0.06556   0.05413  -0.0730   0.5258   1.0000
   4.750   0.5797   0.07025   0.05887  -0.0703   0.5144   1.0000
   5.000   0.5988   0.07130   0.05979  -0.0698   0.5105   1.0000
   5.250   0.6230   0.07198   0.06036  -0.0695   0.5079   1.0000
   5.500   0.6514   0.07231   0.06056  -0.0694   0.5060   1.0000
   6.000   0.6392   0.07871   0.06695  -0.0665   0.4906   1.0000
   6.250   0.6632   0.07940   0.06756  -0.0662   0.4880   1.0000
   6.500   0.6891   0.07998   0.06805  -0.0660   0.4859   1.0000
   7.000   0.6762   0.08662   0.07473  -0.0635   0.4707   1.0000
   7.250   0.6997   0.08738   0.07544  -0.0633   0.4681   1.0000
   7.750   0.6936   0.09358   0.08169  -0.0614   0.4543   1.0000
   8.000   0.7137   0.09460   0.08267  -0.0611   0.4507   1.0000
   8.250   0.7391   0.09515   0.08317  -0.0608   0.4481   1.0000
   8.500   0.7195   0.09975   0.08784  -0.0597   0.4382   1.0000
   8.750   0.7350   0.10108   0.08917  -0.0593   0.4332   1.0000
   9.000   0.7601   0.10154   0.08960  -0.0589   0.4300   1.0000
   9.250   0.7502   0.10505   0.09316  -0.0581   0.4199   1.0000
   9.500   0.7700   0.10564   0.09374  -0.0575   0.4141   1.0000
   9.750   0.8004   0.10523   0.09330  -0.0570   0.4108   1.0000
  10.000   0.7856   0.10924   0.09737  -0.0562   0.3989   1.0000
  10.250   0.8103   0.10932   0.09743  -0.0557   0.3946   1.0000
  10.750   0.8206   0.11363   0.10182  -0.0547   0.3792   1.0000
  11.000   0.8460   0.11361   0.10179  -0.0542   0.3759   1.0000
  11.250   0.8324   0.11795   0.10621  -0.0540   0.3645   1.0000
  11.500   0.8536   0.11833   0.10660  -0.0535   0.3602   1.0000
  12.000   0.8610   0.12334   0.11171  -0.0531   0.3450   1.0000
  12.250   0.8842   0.12345   0.11185  -0.0526   0.3418   1.0000
  12.500   0.8711   0.12811   0.11657  -0.0529   0.3303   1.0000
  12.750   0.8908   0.12857   0.11707  -0.0525   0.3261   1.0000
  13.250   0.8956   0.13423   0.12283  -0.0528   0.3113   1.0000
  13.500   0.9163   0.13462   0.12324  -0.0523   0.3084   1.0000
<< Back to USA 34 AIRFOIL (usa34-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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