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