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

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
<< Back to B-29 ROOT AIRFOIL (b29root-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to B-29 ROOT AIRFOIL (b29root-il)