B-29 ROOT AIRFOIL (b29root-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: B-29 ROOT AIRFOIL (b29root-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 2.4 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-b29root-il-50000.txt Download as CSV file: xf-b29root-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: B-29 ROOT 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.2833 0.13154 0.12434 -0.0270 1.0000 0.3821
-11.000 -0.8181 0.06923 0.06168 -0.0423 1.0000 0.2160
-10.750 -0.8670 0.06733 0.05973 -0.0353 1.0000 0.2154
-10.500 -0.9145 0.06569 0.05802 -0.0276 1.0000 0.2147
-10.250 -0.9589 0.06388 0.05608 -0.0199 1.0000 0.2143
-10.000 -0.9969 0.06175 0.05375 -0.0128 1.0000 0.2144
-9.750 -1.0293 0.05958 0.05133 -0.0061 1.0000 0.2149
-9.500 -1.0567 0.05743 0.04888 0.0003 1.0000 0.2158
-9.250 -1.0487 0.05566 0.04710 0.0018 0.9982 0.2194
-9.000 -1.0176 0.05415 0.04554 -0.0006 0.9903 0.2260
-8.750 -1.0142 0.05203 0.04305 0.0012 0.9827 0.2305
-8.500 -0.9945 0.05030 0.04116 0.0008 0.9751 0.2367
-8.250 -0.9691 0.04921 0.04003 -0.0001 0.9670 0.2449
-8.000 -0.9578 0.04777 0.03834 0.0011 0.9601 0.2525
-7.750 -0.9309 0.04700 0.03765 0.0003 0.9522 0.2629
-7.500 -0.9069 0.04614 0.03679 -0.0001 0.9449 0.2746
-7.250 -0.9020 0.04524 0.03567 0.0028 0.9379 0.2858
-7.000 -0.8707 0.04474 0.03526 0.0014 0.9308 0.3039
-6.750 -0.8602 0.04433 0.03505 0.0037 0.9241 0.3186
-6.500 -0.8452 0.04392 0.03472 0.0052 0.9172 0.3389
-6.250 -0.8246 0.04375 0.03470 0.0060 0.9109 0.3660
-6.000 -0.8223 0.04356 0.03470 0.0100 0.9053 0.3886
-5.750 -0.8164 0.04349 0.03475 0.0136 0.8999 0.4190
-5.500 -0.7917 0.04403 0.03549 0.0146 0.8935 0.4610
-5.250 -0.7891 0.04427 0.03591 0.0189 0.8887 0.4874
-5.000 -0.7780 0.04486 0.03665 0.0221 0.8841 0.5162
-4.750 -0.7708 0.04521 0.03699 0.0256 0.8799 0.5440
-4.500 -0.7217 0.04712 0.03905 0.0234 0.8718 0.5765
-4.250 -0.7165 0.04759 0.03954 0.0272 0.8683 0.5963
-4.000 -0.7049 0.04827 0.04024 0.0299 0.8658 0.6166
-3.750 -0.6885 0.04910 0.04106 0.0319 0.8627 0.6370
-3.500 -0.6246 0.05153 0.04343 0.0273 0.8529 0.6642
-3.250 -0.6139 0.05233 0.04425 0.0300 0.8505 0.6808
-3.000 -0.6400 0.05167 0.04359 0.0373 0.8587 0.6951
-2.750 -0.4578 0.05933 0.05107 0.0172 0.8318 0.7252
-2.500 -0.4433 0.06041 0.05213 0.0188 0.8297 0.7406
-1.750 -0.3757 0.06395 0.05552 0.0173 0.8352 0.7826
0.000 -0.3553 0.06793 0.05942 0.0280 0.9417 0.8833
0.250 -0.2919 0.07116 0.06254 0.0190 0.9308 0.8998
0.500 -0.2543 0.07212 0.06341 0.0146 0.9176 0.9155
0.750 -0.2013 0.07465 0.06586 0.0070 0.9099 0.9320
1.000 -0.1452 0.07653 0.06766 -0.0013 0.8967 0.9464
1.250 -0.0967 0.07821 0.06929 -0.0085 0.8850 0.9608
1.500 -0.0275 0.08116 0.07215 -0.0196 0.8751 0.9771
1.750 0.0153 0.08219 0.07316 -0.0264 0.8636 0.9910
2.000 0.0689 0.08438 0.07527 -0.0350 0.8550 1.0000
2.250 0.0573 0.08344 0.07426 -0.0315 0.8431 1.0000
2.500 0.0729 0.08441 0.07513 -0.0322 0.8345 1.0000
2.750 0.0586 0.08355 0.07420 -0.0282 0.8247 1.0000
3.000 0.0685 0.08415 0.07470 -0.0276 0.8154 1.0000
3.250 0.0678 0.08471 0.07517 -0.0255 0.8092 1.0000
3.500 0.0661 0.08434 0.07472 -0.0228 0.7966 1.0000
4.000 0.0659 0.08503 0.07524 -0.0179 0.7795 1.0000
4.250 0.0828 0.08661 0.07673 -0.0178 0.7723 1.0000
4.500 0.0787 0.08710 0.07714 -0.0148 0.7662 1.0000
4.750 0.0816 0.08730 0.07727 -0.0124 0.7548 1.0000
5.000 0.1099 0.09041 0.08031 -0.0138 0.7492 1.0000
5.250 0.0894 0.08904 0.07888 -0.0085 0.7396 1.0000
5.500 0.1042 0.09049 0.08026 -0.0079 0.7316 1.0000
5.750 0.1365 0.09454 0.08425 -0.0097 0.7272 1.0000
6.000 0.1115 0.09230 0.08195 -0.0040 0.7159 1.0000
6.250 0.1327 0.09445 0.08406 -0.0042 0.7088 1.0000
6.500 0.1516 0.09750 0.08706 -0.0044 0.7050 1.0000
6.750 0.1370 0.09616 0.08569 -0.0003 0.6935 1.0000
7.000 0.1614 0.09879 0.08828 -0.0009 0.6869 1.0000
7.250 0.1630 0.10008 0.08954 0.0008 0.6816 1.0000
7.500 0.1655 0.10050 0.08994 0.0027 0.6710 1.0000
7.750 0.1933 0.10376 0.09318 0.0016 0.6651 1.0000
8.000 0.1838 0.10384 0.09324 0.0045 0.6575 1.0000
8.250 0.1970 0.10538 0.09477 0.0050 0.6482 1.0000
8.500 0.2314 0.10996 0.09935 0.0031 0.6432 1.0000
8.750 0.2106 0.10845 0.09782 0.0070 0.6328 1.0000
9.000 0.2339 0.11117 0.10054 0.0064 0.6251 1.0000
9.250 0.2378 0.11301 0.10238 0.0074 0.6194 1.0000
9.500 0.2438 0.11392 0.10330 0.0085 0.6080 1.0000
9.750 0.2806 0.11905 0.10846 0.0065 0.6026 1.0000
10.000 0.2584 0.11746 0.10686 0.0099 0.5916 1.0000
10.250 0.2872 0.12113 0.11056 0.0088 0.5840 1.0000
10.500 0.2769 0.12154 0.11097 0.0106 0.5752 1.0000
10.750 0.2976 0.12421 0.11368 0.0103 0.5658 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to B-29 ROOT AIRFOIL (b29root-il)