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 A AIRFOIL (usa35a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: USA 35 A AIRFOIL (usa35a-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.29 at α=8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa35a-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-usa35a-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: USA 35 A 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.2636   0.15737   0.15125  -0.0193   1.0000   0.1796
 -10.000  -0.2869   0.15885   0.15285  -0.0182   1.0000   0.1822
  -9.750  -0.3045   0.15970   0.15379  -0.0225   0.9951   0.1839
  -9.500  -0.2399   0.15005   0.14406  -0.0262   0.9875   0.1893
  -9.250  -0.2176   0.14696   0.14095  -0.0320   0.9799   0.1973
  -9.000  -0.2459   0.14957   0.14361  -0.0377   0.9690   0.2013
  -8.750  -0.1806   0.13983   0.13382  -0.0405   0.9621   0.2075
  -8.500  -0.1633   0.13712   0.13110  -0.0443   0.9531   0.2155
  -8.250  -0.1951   0.13958   0.13363  -0.0473   0.9416   0.2203
  -8.000  -0.1385   0.13121   0.12522  -0.0510   0.9355   0.2259
  -7.750  -0.1232   0.12867   0.12268  -0.0523   0.9253   0.2330
  -7.500  -0.1492   0.13024   0.12430  -0.0556   0.9164   0.2407
  -7.250  -0.1391   0.12647   0.12058  -0.0549   0.9065   0.2438
  -7.000  -0.0962   0.12165   0.11571  -0.0574   0.9001   0.2531
  -6.750  -0.1186   0.12232   0.11645  -0.0559   0.8905   0.2602
  -6.500  -0.1762   0.12562   0.11985  -0.0531   0.8809   0.2628
  -6.250  -0.0825   0.11615   0.11027  -0.0596   0.8774   0.2793
  -6.000  -0.1234   0.11785   0.11209  -0.0529   0.8667   0.2815
  -5.750  -0.1831   0.12076   0.11510  -0.0510   0.8600   0.2853
  -5.500  -0.1129   0.11379   0.10809  -0.0519   0.8545   0.2987
  -5.250  -0.1490   0.11480   0.10920  -0.0460   0.8468   0.3027
  -5.000  -0.2165   0.11795   0.11242  -0.0465   0.8419   0.3088
  -4.750  -0.1396   0.11087   0.10531  -0.0464   0.8365   0.3259
  -4.500  -0.1911   0.11265   0.10721  -0.0404   0.8311   0.3296
  -4.250  -0.2030   0.11097   0.10560  -0.0380   0.8261   0.3359
  -4.000  -0.1888   0.10910   0.10373  -0.0369   0.8206   0.3504
  -3.750  -0.1686   0.10624   0.10087  -0.0376   0.8155   0.3664
  -3.250  -0.2123   0.10543   0.10022  -0.0300   0.8071   0.3857
  -3.000  -0.2218   0.10459   0.09942  -0.0291   0.8036   0.4057
  -2.750  -0.1738   0.10107   0.09586  -0.0290   0.7950   0.4373
  -2.500  -0.2043   0.10117   0.09605  -0.0246   0.7918   0.4538
  -2.250  -0.2171   0.10069   0.09565  -0.0205   0.7886   0.4760
  -2.000  -0.2197   0.09949   0.09452  -0.0154   0.7841   0.5008
  -1.750  -0.0296   0.07951   0.07232  -0.0871   0.7718   0.2168
  -1.500  -0.0091   0.07715   0.06935  -0.0907   0.7667   0.2029
  -1.250   0.0198   0.07592   0.06777  -0.0930   0.7596   0.1999
  -1.000   0.0662   0.07410   0.06556  -0.0968   0.7496   0.1980
  -0.750   0.0746   0.07431   0.06553  -0.0964   0.7446   0.1986
  -0.500   0.1114   0.07380   0.06449  -0.0989   0.7363   0.2014
  -0.250   0.1404   0.07341   0.06405  -0.1001   0.7277   0.2051
   0.000   0.0763   0.07915   0.06990  -0.0957   0.7795   0.2014
   0.250   0.1086   0.07966   0.07040  -0.0980   0.7760   0.2059
   0.500   0.1421   0.08123   0.07181  -0.1004   0.7737   0.2133
   0.750   0.1118   0.08463   0.07532  -0.0982   0.8161   0.2120
   1.000   0.1005   0.08391   0.07455  -0.0944   0.8071   0.2138
   1.250   0.1426   0.08541   0.07568  -0.0976   0.7978   0.2224
   1.500   0.1633   0.08704   0.07734  -0.0984   0.7933   0.2311
   1.750   0.1684   0.08716   0.07735  -0.0967   0.7822   0.2374
   2.000   0.2088   0.08932   0.07946  -0.0995   0.7758   0.2535
   2.250   0.2155   0.09055   0.08051  -0.0982   0.7703   0.2634
   2.500   0.2327   0.09128   0.08132  -0.0979   0.7588   0.2800
   2.750   0.2776   0.09416   0.08433  -0.1011   0.7536   0.3204
   3.000   0.2702   0.09447   0.08476  -0.0983   0.7473   0.3390
   3.250   0.2928   0.09483   0.08624  -0.0988   0.7385   0.4979
   3.500   0.3220   0.09608   0.08799  -0.0976   0.7328   1.0000
   3.750   0.3132   0.09662   0.08841  -0.0948   0.7243   1.0000
   4.000   0.3365   0.09887   0.09036  -0.0955   0.7153   1.0000
   4.250   0.3770   0.10331   0.09449  -0.0984   0.7111   1.0000
   4.500   0.3582   0.10284   0.09400  -0.0946   0.7009   1.0000
   4.750   0.3869   0.10566   0.09661  -0.0959   0.6930   1.0000
   5.000   0.4152   0.10965   0.10040  -0.0975   0.6889   1.0000
   5.250   0.4042   0.10933   0.10006  -0.0946   0.6769   1.0000
   5.500   0.4385   0.11300   0.10356  -0.0966   0.6708   1.0000
   5.750   0.4322   0.11401   0.10452  -0.0946   0.6625   1.0000
   6.000   0.4534   0.11633   0.10673  -0.0951   0.6530   1.0000
   6.250   0.4974   0.12175   0.11198  -0.0981   0.6487   1.0000
   6.500   0.4732   0.12046   0.11071  -0.0943   0.6361   1.0000
   6.750   0.5103   0.12457   0.11469  -0.0964   0.6294   1.0000
   7.000   0.4987   0.12511   0.11523  -0.0942   0.6195   1.0000
   7.250   0.5271   0.12822   0.11825  -0.0953   0.6105   1.0000
   7.500   0.5287   0.13021   0.12021  -0.0946   0.6027   1.0000
   7.750   0.5465   0.13240   0.12234  -0.0948   0.5915   1.0000
   8.000   0.5733   0.13682   0.12669  -0.0961   0.5861   1.0000
   8.250   0.5669   0.13691   0.12678  -0.0945   0.5727   1.0000
   8.500   0.6130   0.14291   0.13269  -0.0970   0.5671   1.0000
   8.750   0.5871   0.14168   0.13149  -0.0945   0.5546   1.0000
   9.000   0.6234   0.14628   0.13603  -0.0960   0.5477   1.0000
   9.250   0.6084   0.14681   0.13658  -0.0948   0.5379   1.0000
   9.500   0.6330   0.15004   0.13976  -0.0956   0.5291   1.0000
   9.750   0.6524   0.15452   0.14421  -0.0965   0.5248   1.0000
  10.000   0.6428   0.15444   0.14414  -0.0957   0.5129   1.0000
  10.250   0.6772   0.15933   0.14900  -0.0969   0.5069   1.0000
<< Back to USA 35 A AIRFOIL (usa35a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to USA 35 A AIRFOIL (usa35a-il)