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=5


Details Polar file
Airfoil: USA 35 AIRFOIL (usa35-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.62 at α=2.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa35-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-usa35-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250   0.0123   0.11600   0.10886  -0.0826   0.9109   0.1490
  -9.000   0.0136   0.11390   0.10677  -0.0861   0.9008   0.1546
  -8.750   0.0017   0.11243   0.10533  -0.0894   0.8878   0.1560
  -8.500   0.0349   0.10739   0.10028  -0.0900   0.8817   0.1580
  -8.250   0.0500   0.10429   0.09718  -0.0907   0.8715   0.1597
  -7.750   0.0273   0.09251   0.08522  -0.0993   0.8480   0.0989
  -7.500   0.0447   0.08932   0.08199  -0.1004   0.8403   0.0968
  -7.250   0.0439   0.08680   0.07948  -0.1003   0.8274   0.0957
  -7.000   0.0462   0.08336   0.07601  -0.1022   0.8187   0.0950
  -6.750   0.0393   0.08069   0.07336  -0.1028   0.8053   0.0944
  -6.500   0.0430   0.07650   0.06908  -0.1064   0.7975   0.0938
  -6.250   0.0352   0.07314   0.06568  -0.1078   0.7846   0.0929
  -6.000   0.0343   0.06741   0.05973  -0.1125   0.7768   0.0915
  -5.750   0.0221   0.06215   0.05412  -0.1147   0.7648   0.0899
  -5.500   0.0329   0.05830   0.04999  -0.1164   0.7572   0.0898
  -5.250   0.0475   0.05501   0.04641  -0.1176   0.7503   0.0905
  -5.000   0.0578   0.05390   0.04527  -0.1163   0.7398   0.0918
  -4.750   0.0808   0.05144   0.04255  -0.1175   0.7343   0.0937
  -4.500   0.0947   0.04929   0.04008  -0.1174   0.7262   0.0952
  -4.250   0.1103   0.04710   0.03750  -0.1172   0.7180   0.0964
  -4.000   0.1380   0.04426   0.03401  -0.1186   0.7131   0.0983
  -3.750   0.1580   0.04340   0.03310  -0.1179   0.7058   0.1004
  -3.500   0.1756   0.04271   0.03228  -0.1170   0.6977   0.1029
  -3.250   0.2058   0.04108   0.03025  -0.1177   0.6929   0.1059
  -3.000   0.2409   0.03948   0.02829  -0.1188   0.6894   0.1093
  -2.750   0.2466   0.03984   0.02869  -0.1161   0.6787   0.1116
  -2.500   0.2762   0.03890   0.02749  -0.1164   0.6735   0.1159
  -2.250   0.3114   0.03774   0.02610  -0.1172   0.6699   0.1203
  -2.000   0.3206   0.03815   0.02653  -0.1149   0.6606   0.1236
  -1.750   0.3474   0.03762   0.02578  -0.1146   0.6546   0.1290
  -1.500   0.3820   0.03676   0.02489  -0.1152   0.6505   0.1349
  -1.250   0.3975   0.03700   0.02504  -0.1135   0.6426   0.1406
  -1.000   0.4185   0.03692   0.02496  -0.1125   0.6354   0.1466
  -0.750   0.4536   0.03623   0.02412  -0.1129   0.6310   0.1569
  -0.500   0.4772   0.03617   0.02406  -0.1123   0.6248   0.1667
  -0.250   0.4904   0.03664   0.02458  -0.1104   0.6162   0.1767
   0.000   0.5238   0.03605   0.02398  -0.1108   0.6116   0.1967
   0.250   0.5633   0.03508   0.02310  -0.1120   0.6082   0.2345
   0.500   0.5595   0.03651   0.02476  -0.1085   0.5975   0.2600
   0.750   0.5890   0.03579   0.02454  -0.1086   0.5926   0.3667
   1.000   0.6156   0.03429   0.02415  -0.1069   0.5892   0.6416
   1.250   0.6188   0.03527   0.02562  -0.1034   0.5796   1.0000
   1.500   0.6420   0.03575   0.02581  -0.1027   0.5735   1.0000
   1.750   0.6790   0.03555   0.02527  -0.1035   0.5697   1.0000
   2.000   0.6833   0.03701   0.02663  -0.1009   0.5614   1.0000
   2.250   0.6932   0.03812   0.02761  -0.0988   0.5537   1.0000
   2.500   0.7296   0.03797   0.02721  -0.0996   0.5498   1.0000
   2.750   0.7731   0.03749   0.02645  -0.1011   0.5469   1.0000
   3.000   0.7355   0.04118   0.03028  -0.0944   0.5332   1.0000
   3.250   0.7693   0.04107   0.02997  -0.0947   0.5293   1.0000
   3.500   0.8117   0.04056   0.02924  -0.0960   0.5266   1.0000
   4.000   0.8015   0.04514   0.03381  -0.0901   0.5082   1.0000
   4.250   0.8418   0.04453   0.03301  -0.0908   0.5057   1.0000
   4.750   0.8246   0.05047   0.03898  -0.0859   0.4867   1.0000
   5.000   0.8623   0.04986   0.03822  -0.0861   0.4846   1.0000
   5.500   0.8432   0.05679   0.04521  -0.0824   0.4654   1.0000
   6.500   0.8139   0.07251   0.06101  -0.0791   0.4302   1.0000
   6.750   0.8400   0.07272   0.06114  -0.0786   0.4278   1.0000
   7.250   0.8246   0.08112   0.06960  -0.0778   0.4119   1.0000
   7.500   0.8519   0.08117   0.06958  -0.0772   0.4097   1.0000
   7.750   0.8162   0.08877   0.07729  -0.0772   0.3978   1.0000
   8.000   0.8380   0.08944   0.07791  -0.0767   0.3944   1.0000
   8.250   0.8671   0.08918   0.07759  -0.0760   0.3923   1.0000
   8.750   0.8616   0.09617   0.08462  -0.0755   0.3768   1.0000
   9.250   0.8626   0.10236   0.09084  -0.0751   0.3620   1.0000
   9.500   0.8900   0.10207   0.09051  -0.0743   0.3592   1.0000
   9.750   0.8678   0.10819   0.09672  -0.0749   0.3482   1.0000
  10.000   0.8869   0.10897   0.09747  -0.0744   0.3441   1.0000
  10.250   0.9142   0.10864   0.09711  -0.0736   0.3417   1.0000
  10.500   0.8883   0.11548   0.10404  -0.0746   0.3299   1.0000
  10.750   0.9090   0.11602   0.10457  -0.0740   0.3264   1.0000
  11.000   0.9356   0.11570   0.10423  -0.0732   0.3241   1.0000
  11.250   0.9077   0.12307   0.11169  -0.0747   0.3118   1.0000
  11.500   0.9290   0.12350   0.11211  -0.0742   0.3087   1.0000
<< Back to USA 35 AIRFOIL (usa35-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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