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

USA-35B AIRFOIL (usa35b-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: USA-35B AIRFOIL (usa35b-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 24.62 at α=9.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-usa35b-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-usa35b-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: USA-35B 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  -0.3356   0.11288   0.10578  -0.0274   1.0000   0.2234
 -10.000  -0.3034   0.10645   0.09931  -0.0255   1.0000   0.2312
  -9.750  -0.3175   0.10591   0.09892  -0.0259   1.0000   0.2396
  -9.500  -0.3062   0.10186   0.09492  -0.0250   1.0000   0.2453
  -9.250  -0.3058   0.09984   0.09299  -0.0239   1.0000   0.2548
  -9.000  -0.3518   0.10181   0.09524  -0.0218   1.0000   0.2583
  -8.750  -0.3080   0.09525   0.08861  -0.0208   1.0000   0.2700
  -8.500  -0.3513   0.09664   0.09026  -0.0176   1.0000   0.2752
  -8.250  -0.3227   0.09172   0.08532  -0.0159   1.0000   0.2857
  -8.000  -0.3637   0.09269   0.08654  -0.0129   1.0000   0.2926
  -7.750  -0.3463   0.08880   0.08268  -0.0097   1.0000   0.3018
  -7.500  -0.3905   0.08995   0.08404  -0.0089   1.0000   0.3108
  -7.250  -0.3687   0.08591   0.08004  -0.0041   1.0000   0.3225
  -6.750  -0.4068   0.08398   0.07837  -0.0006   1.0000   0.3467
  -6.500  -0.4147   0.08270   0.07717   0.0020   1.0000   0.3631
  -6.000  -0.4252   0.07926   0.07392   0.0080   1.0000   0.3989
  -5.750  -0.4244   0.07699   0.07173   0.0127   1.0000   0.4182
  -5.500  -0.4235   0.07506   0.06988   0.0172   1.0000   0.4394
  -5.250  -0.4315   0.07377   0.06867   0.0203   1.0000   0.4705
  -5.000  -0.4286   0.07180   0.06676   0.0257   1.0000   0.4964
  -4.250  -0.1882   0.04588   0.03788  -0.0553   0.9813   0.1835
  -4.000  -0.1332   0.04270   0.03376  -0.0620   0.9724   0.1712
  -3.750  -0.0888   0.04063   0.03131  -0.0662   0.9631   0.1683
  -3.500  -0.0374   0.03900   0.02918  -0.0712   0.9548   0.1690
  -3.250   0.0018   0.03796   0.02769  -0.0739   0.9444   0.1735
  -3.000   0.0420   0.03701   0.02666  -0.0768   0.9349   0.1797
  -2.750   0.0880   0.03633   0.02562  -0.0802   0.9254   0.1899
  -2.500   0.1203   0.03587   0.02511  -0.0814   0.9146   0.2057
  -2.250   0.1670   0.03514   0.02444  -0.0846   0.9058   0.2369
  -2.000   0.2017   0.03432   0.02396  -0.0860   0.8950   0.2994
  -1.750   0.2317   0.03138   0.02326  -0.0842   0.8864   1.0000
  -1.500   0.2735   0.03201   0.02332  -0.0867   0.8751   1.0000
  -1.250   0.2985   0.03275   0.02376  -0.0869   0.8622   1.0000
  -1.000   0.3295   0.03347   0.02422  -0.0880   0.8503   1.0000
  -0.750   0.3762   0.03394   0.02443  -0.0911   0.8400   1.0000
  -0.500   0.3965   0.03478   0.02512  -0.0906   0.8268   1.0000
  -0.250   0.4208   0.03562   0.02582  -0.0906   0.8144   1.0000
   0.000   0.4565   0.03622   0.02628  -0.0919   0.8033   1.0000
   0.250   0.4899   0.03680   0.02675  -0.0929   0.7916   1.0000
   0.500   0.5082   0.03785   0.02772  -0.0921   0.7785   1.0000
   0.750   0.5343   0.03868   0.02848  -0.0922   0.7662   1.0000
   1.000   0.5826   0.03870   0.02844  -0.0945   0.7565   1.0000
   1.250   0.5954   0.04000   0.02969  -0.0930   0.7425   1.0000
   1.500   0.6134   0.04117   0.03084  -0.0921   0.7291   1.0000
   1.750   0.6387   0.04207   0.03171  -0.0919   0.7171   1.0000
   2.000   0.6834   0.04195   0.03158  -0.0932   0.7072   1.0000
   2.250   0.6943   0.04355   0.03319  -0.0917   0.6929   1.0000
   2.500   0.7070   0.04516   0.03479  -0.0904   0.6795   1.0000
   2.750   0.7309   0.04614   0.03579  -0.0899   0.6674   1.0000
   3.000   0.7740   0.04581   0.03550  -0.0903   0.6575   1.0000
   3.250   0.7801   0.04792   0.03762  -0.0887   0.6429   1.0000
   3.500   0.7891   0.04987   0.03960  -0.0873   0.6290   1.0000
   3.750   0.8104   0.05090   0.04066  -0.0862   0.6160   1.0000
   4.000   0.8726   0.04846   0.03830  -0.0863   0.6063   1.0000
   4.250   0.8816   0.05025   0.04013  -0.0845   0.5908   1.0000
   4.500   0.8906   0.05207   0.04200  -0.0828   0.5756   1.0000
   4.750   0.9003   0.05383   0.04381  -0.0810   0.5609   1.0000
   5.000   0.9216   0.05457   0.04463  -0.0795   0.5473   1.0000
   5.250   0.9983   0.05010   0.04025  -0.0790   0.5383   1.0000
   5.500   1.0024   0.05233   0.04258  -0.0771   0.5229   1.0000
   5.750   1.0048   0.05478   0.04511  -0.0752   0.5077   1.0000
   6.000   1.0019   0.05763   0.04802  -0.0731   0.4926   1.0000
   6.250   0.9979   0.06092   0.05136  -0.0715   0.4779   1.0000
   6.500   1.0009   0.06367   0.05418  -0.0702   0.4639   1.0000
   6.750   1.1150   0.05468   0.04540  -0.0690   0.4559   1.0000
   7.000   1.0686   0.06202   0.05278  -0.0665   0.4412   1.0000
   7.250   1.0070   0.07315   0.06387  -0.0676   0.4259   1.0000
   7.500   0.9684   0.08183   0.07251  -0.0689   0.4142   1.0000
   7.750   1.0667   0.07233   0.06328  -0.0635   0.4071   1.0000
   8.000   0.9544   0.09143   0.08221  -0.0694   0.3963   1.0000
   8.250   0.9771   0.09283   0.08371  -0.0683   0.3892   1.0000
   8.500   0.9340   0.10286   0.09371  -0.0714   0.3869   1.0000
   8.750   0.9155   0.10985   0.10072  -0.0734   0.3863   1.0000
   9.000   0.9044   0.11595   0.10687  -0.0751   0.3868   1.0000
   9.250   0.9009   0.12143   0.11241  -0.0767   0.3884   1.0000
   9.500   1.3669   0.05618   0.04788  -0.0506   0.3125   1.0000
   9.750   1.3845   0.05623   0.04801  -0.0484   0.2970   1.0000
  10.000   1.3436   0.06167   0.05366  -0.0443   0.2928   1.0000
  10.250   1.2589   0.07423   0.06633  -0.0438   0.2957   1.0000
  10.500   1.3667   0.06207   0.05416  -0.0392   0.2592   1.0000
  10.750   1.4018   0.05952   0.05138  -0.0365   0.2297   1.0000
  11.000   1.3940   0.06178   0.05366  -0.0337   0.2140   1.0000
  11.250   1.3007   0.07523   0.06763  -0.0347   0.2287   1.0000
  11.500   1.2242   0.09048   0.08296  -0.0397   0.2333   1.0000
  11.750   1.2922   0.08084   0.07325  -0.0322   0.1992   1.0000
  12.000   1.2224   0.09540   0.08793  -0.0377   0.2032   1.0000
  12.250   0.9913   0.15194   0.14396  -0.0708   0.2342   1.0000
<< Back to USA-35B AIRFOIL (usa35b-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to USA-35B AIRFOIL (usa35b-il)