Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

USA 35 AIRFOIL (usa35-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: USA 35 AIRFOIL (usa35-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.29 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa35-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-usa35-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: USA 35 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000  -0.2393   0.15948   0.15306  -0.0249   1.0000   0.1739
 -10.750  -0.2671   0.16188   0.15558  -0.0237   1.0000   0.1758
 -10.500  -0.3011   0.16494   0.15878  -0.0226   1.0000   0.1765
 -10.250  -0.2727   0.15781   0.15171  -0.0198   1.0000   0.1791
 -10.000  -0.2730   0.15630   0.15029  -0.0177   1.0000   0.1818
  -9.750  -0.2599   0.15380   0.14781  -0.0204   0.9955   0.1872
  -9.500  -0.2666   0.15419   0.14821  -0.0272   0.9869   0.1932
  -9.250  -0.2286   0.14744   0.14145  -0.0324   0.9799   0.1967
  -9.000  -0.1962   0.14289   0.13687  -0.0359   0.9705   0.2027
  -8.750  -0.1901   0.14137   0.13535  -0.0405   0.9617   0.2103
  -8.500  -0.2122   0.14234   0.13640  -0.0454   0.9520   0.2135
  -8.250  -0.1514   0.13391   0.12791  -0.0471   0.9437   0.2197
  -8.000  -0.1366   0.13159   0.12558  -0.0511   0.9355   0.2292
  -7.750  -0.1792   0.13473   0.12881  -0.0517   0.9228   0.2330
  -7.500  -0.1074   0.12552   0.11954  -0.0556   0.9179   0.2421
  -7.250  -0.1124   0.12482   0.11887  -0.0551   0.9075   0.2497
  -7.000  -0.1611   0.12813   0.12226  -0.0556   0.8984   0.2547
  -6.750  -0.1035   0.12052   0.11463  -0.0565   0.8911   0.2620
  -6.500  -0.0984   0.11896   0.11309  -0.0567   0.8828   0.2711
  -6.250  -0.1478   0.12165   0.11587  -0.0534   0.8743   0.2764
  -6.000  -0.2065   0.12459   0.11893  -0.0499   0.8656   0.2776
  -5.750  -0.1046   0.11472   0.10896  -0.0540   0.8611   0.2923
  -5.500  -0.1466   0.11630   0.11064  -0.0489   0.8538   0.2976
  -5.250  -0.2146   0.11963   0.11407  -0.0462   0.8472   0.3007
  -5.000  -0.1432   0.11242   0.10684  -0.0458   0.8414   0.3116
  -4.750  -0.1941   0.11477   0.10922  -0.0473   0.8371   0.3242
  -4.500  -0.2061   0.11278   0.10735  -0.0412   0.8316   0.3265
  -4.250  -0.1834   0.11015   0.10475  -0.0375   0.8252   0.3358
  -4.000  -0.2145   0.11014   0.10478  -0.0384   0.8220   0.3501
  -3.750  -0.1949   0.10797   0.10259  -0.0403   0.8169   0.3735
  -3.500  -0.2085   0.10664   0.10136  -0.0330   0.8118   0.3766
  -3.250  -0.2101   0.10571   0.10049  -0.0291   0.8071   0.3893
  -3.000  -0.2061   0.10391   0.09872  -0.0272   0.8020   0.4077
  -2.750  -0.1872   0.10182   0.09661  -0.0292   0.7959   0.4472
  -2.500  -0.2043   0.10117   0.09607  -0.0226   0.7918   0.4528
  -2.250  -0.2159   0.10046   0.09542  -0.0187   0.7882   0.4746
  -1.750  -0.0263   0.07904   0.07154  -0.0890   0.7721   0.2138
  -1.500  -0.0206   0.07835   0.07085  -0.0880   0.7672   0.2097
  -1.250   0.0159   0.07606   0.06821  -0.0917   0.7593   0.2018
  -1.000   0.0576   0.07446   0.06611  -0.0955   0.7502   0.2001
  -0.750   0.0686   0.07448   0.06591  -0.0955   0.7449   0.1999
  -0.500   0.1447   0.07244   0.06329  -0.1018   0.7328   0.2039
  -0.250   0.1328   0.07380   0.06460  -0.0991   0.7284   0.2048
   0.000   0.0716   0.07901   0.07010  -0.0950   0.7802   0.2006
   0.250   0.1062   0.07994   0.07077  -0.0976   0.7769   0.2059
   0.500   0.1357   0.07969   0.07015  -0.0983   0.7574   0.2104
   0.750   0.1710   0.08096   0.07125  -0.1007   0.7546   0.2175
   1.000   0.2170   0.07855   0.06856  -0.1001   0.7070   0.2298
   1.250   0.2323   0.08032   0.07028  -0.1007   0.7089   0.2374
   1.500   0.2596   0.08242   0.07233  -0.1023   0.7114   0.2503
   1.750   0.1684   0.08731   0.07737  -0.0965   0.7824   0.2330
   2.000   0.2135   0.08983   0.07991  -0.0999   0.7761   0.2497
   2.250   0.2073   0.09009   0.08004  -0.0970   0.7680   0.2551
   2.500   0.2341   0.09148   0.08147  -0.0979   0.7588   0.2738
   2.750   0.2779   0.09451   0.08463  -0.1011   0.7545   0.3111
   3.000   0.2651   0.09437   0.08450  -0.0975   0.7463   0.3242
   3.250   0.2943   0.09507   0.08630  -0.0989   0.7383   0.4659
   3.500   0.3282   0.09675   0.08862  -0.0982   0.7334   1.0000
   3.750   0.3111   0.09642   0.08822  -0.0943   0.7235   1.0000
   4.000   0.3371   0.09897   0.09046  -0.0954   0.7160   1.0000
   4.250   0.3813   0.10393   0.09509  -0.0988   0.7120   1.0000
   4.500   0.3579   0.10274   0.09390  -0.0943   0.7003   1.0000
   4.750   0.3912   0.10604   0.09697  -0.0962   0.6934   1.0000
   5.000   0.3974   0.10820   0.09902  -0.0955   0.6883   1.0000
   5.250   0.4050   0.10936   0.10009  -0.0945   0.6770   1.0000
   5.500   0.4437   0.11360   0.10414  -0.0970   0.6716   1.0000
   5.750   0.4295   0.11371   0.10423  -0.0941   0.6615   1.0000
   6.000   0.4559   0.11655   0.10694  -0.0951   0.6535   1.0000
   6.250   0.4830   0.12071   0.11096  -0.0966   0.6492   1.0000
   6.500   0.4747   0.12049   0.11074  -0.0942   0.6361   1.0000
   6.750   0.5157   0.12528   0.11539  -0.0967   0.6304   1.0000
   7.000   0.4977   0.12495   0.11507  -0.0939   0.6189   1.0000
   7.250   0.5324   0.12876   0.11877  -0.0956   0.6112   1.0000
   7.500   0.5239   0.12973   0.11973  -0.0940   0.6016   1.0000
   7.750   0.5509   0.13277   0.12269  -0.0949   0.5921   1.0000
   8.000   0.5530   0.13490   0.12480  -0.0943   0.5843   1.0000
   8.250   0.5701   0.13711   0.12697  -0.0945   0.5731   1.0000
   8.500   0.5982   0.14183   0.13162  -0.0958   0.5678   1.0000
   8.750   0.5888   0.14172   0.13152  -0.0943   0.5546   1.0000
   9.000   0.6328   0.14759   0.13732  -0.0965   0.5488   1.0000
   9.250   0.6078   0.14662   0.13638  -0.0945   0.5372   1.0000
   9.500   0.6387   0.15069   0.14040  -0.0956   0.5300   1.0000
   9.750   0.6323   0.15237   0.14208  -0.0953   0.5231   1.0000
  10.000   0.6462   0.15460   0.14429  -0.0955   0.5128   1.0000
  10.250   0.6883   0.16109   0.15073  -0.0973   0.5081   1.0000
  10.500   0.6601   0.15963   0.14931  -0.0961   0.4993   1.0000
  10.750   0.6795   0.16264   0.15229  -0.0967   0.4918   1.0000
<< Back to USA 35 AIRFOIL (usa35-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to USA 35 AIRFOIL (usa35-il)