GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 52.82 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe29b-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe29b-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 29B AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.1973 0.10531 0.10083 -0.0270 1.0000 0.0644
-7.750 -0.2136 0.10577 0.10145 -0.0247 1.0000 0.0646
-7.500 -0.2408 0.10688 0.10274 -0.0194 1.0000 0.0647
-7.250 -0.2265 0.10664 0.10252 -0.0321 0.9874 0.0651
-7.000 -0.1994 0.09944 0.09534 -0.0318 0.9833 0.0657
-6.750 -0.1690 0.09400 0.08988 -0.0347 0.9759 0.0668
-6.500 -0.1319 0.08929 0.08514 -0.0420 0.9683 0.0687
-6.250 -0.0964 0.08529 0.08111 -0.0503 0.9559 0.0715
-5.750 -0.0221 0.07843 0.07410 -0.0721 0.9249 0.0749
-5.500 -0.0029 0.07439 0.07006 -0.0715 0.9117 0.0760
-5.250 0.0182 0.07134 0.06698 -0.0732 0.8967 0.0777
-5.000 0.0396 0.06870 0.06428 -0.0758 0.8812 0.0798
-4.750 0.0652 0.06638 0.06184 -0.0803 0.8662 0.0827
-4.500 0.1048 0.06454 0.05975 -0.0904 0.8507 0.0853
-4.250 0.1132 0.06119 0.05646 -0.0873 0.8367 0.0865
-4.000 0.1293 0.05872 0.05397 -0.0868 0.8234 0.0887
-3.750 0.1532 0.05649 0.05163 -0.0887 0.8114 0.0923
-3.500 0.2010 0.05519 0.04993 -0.0977 0.7985 0.0974
-3.250 0.2136 0.05190 0.04671 -0.0961 0.7856 0.0987
-3.000 0.2332 0.04957 0.04434 -0.0959 0.7743 0.1014
-2.750 0.2624 0.04772 0.04231 -0.0979 0.7636 0.1070
-2.500 0.2975 0.04581 0.04017 -0.1017 0.7512 0.1121
-2.250 0.3175 0.04356 0.03789 -0.1013 0.7405 0.1162
-2.000 0.3541 0.04221 0.03621 -0.1043 0.7293 0.1265
-1.750 0.3745 0.04001 0.03403 -0.1039 0.7171 0.1312
-1.500 0.4083 0.03867 0.03239 -0.1060 0.7065 0.1421
-1.250 0.4329 0.03691 0.03055 -0.1060 0.6959 0.1503
-1.000 0.4614 0.03538 0.02889 -0.1070 0.6852 0.1613
-0.750 0.4904 0.03396 0.02725 -0.1077 0.6768 0.1766
-0.500 0.5197 0.03318 0.02630 -0.1087 0.6656 0.2041
-0.250 0.5435 0.03144 0.02452 -0.1085 0.6572 0.2284
0.000 0.5674 0.03008 0.02315 -0.1086 0.6468 0.2738
0.250 0.5908 0.02862 0.02166 -0.1081 0.6381 0.3251
0.500 0.6167 0.02741 0.02037 -0.1080 0.6281 0.3723
0.750 0.6449 0.02642 0.01926 -0.1080 0.6190 0.4041
1.000 0.6755 0.02551 0.01821 -0.1084 0.6103 0.4224
1.250 0.7131 0.02510 0.01745 -0.1098 0.6027 0.3840
1.500 0.7648 0.02588 0.01719 -0.1106 0.5941 0.1812
1.750 0.7962 0.02530 0.01624 -0.1102 0.5875 0.1646
2.000 0.8252 0.02503 0.01576 -0.1098 0.5781 0.1531
2.250 0.8545 0.02456 0.01504 -0.1093 0.5713 0.1536
2.500 0.8812 0.02437 0.01482 -0.1089 0.5614 0.1545
2.750 0.9097 0.02386 0.01413 -0.1083 0.5540 0.1563
3.000 0.9352 0.02361 0.01401 -0.1078 0.5434 0.1627
3.250 0.9630 0.02327 0.01351 -0.1071 0.5355 0.1665
3.500 0.9883 0.02310 0.01340 -0.1064 0.5244 0.1734
3.750 1.0148 0.02294 0.01319 -0.1057 0.5146 0.1821
4.000 1.0420 0.02272 0.01291 -0.1051 0.5045 0.1912
4.250 1.0677 0.02272 0.01293 -0.1045 0.4923 0.2090
4.500 1.0947 0.02263 0.01286 -0.1040 0.4807 0.2415
4.750 1.1197 0.02147 0.01265 -0.1028 0.4699 1.0000
5.000 1.1444 0.02182 0.01281 -0.1019 0.4557 1.0000
5.250 1.1689 0.02224 0.01308 -0.1011 0.4417 1.0000
5.500 1.1937 0.02269 0.01339 -0.1004 0.4287 1.0000
5.750 1.2201 0.02310 0.01355 -0.0999 0.4178 1.0000
6.000 1.2433 0.02369 0.01414 -0.0992 0.4056 1.0000
6.250 1.2672 0.02434 0.01475 -0.0986 0.3954 1.0000
6.500 1.2928 0.02479 0.01505 -0.0981 0.3867 1.0000
6.750 1.3148 0.02542 0.01576 -0.0973 0.3766 1.0000
7.000 1.3411 0.02575 0.01587 -0.0969 0.3688 1.0000
7.250 1.3615 0.02641 0.01671 -0.0960 0.3594 1.0000
7.500 1.3876 0.02680 0.01694 -0.0956 0.3529 1.0000
7.750 1.4078 0.02761 0.01792 -0.0947 0.3455 1.0000
8.000 1.4318 0.02815 0.01844 -0.0942 0.3393 1.0000
8.250 1.4554 0.02885 0.01914 -0.0936 0.3338 1.0000
8.500 1.4752 0.02969 0.02014 -0.0927 0.3275 1.0000
8.750 1.5002 0.03022 0.02059 -0.0923 0.3222 1.0000
9.000 1.5203 0.03115 0.02166 -0.0915 0.3167 1.0000
9.250 1.5396 0.03198 0.02262 -0.0905 0.3106 1.0000
9.500 1.5669 0.03244 0.02291 -0.0903 0.3053 1.0000
9.750 1.5804 0.03365 0.02440 -0.0888 0.2989 1.0000
10.000 1.6017 0.03434 0.02511 -0.0880 0.2928 1.0000
10.250 1.6236 0.03524 0.02601 -0.0874 0.2872 1.0000
10.500 1.6359 0.03651 0.02751 -0.0857 0.2809 1.0000
10.750 1.6629 0.03716 0.02804 -0.0856 0.2752 1.0000
11.000 1.6724 0.03873 0.02987 -0.0837 0.2691 1.0000
11.250 1.6883 0.03972 0.03092 -0.0824 0.2624 1.0000
11.500 1.7087 0.04073 0.03188 -0.0817 0.2557 1.0000
11.750 1.7118 0.04222 0.03362 -0.0792 0.2492 1.0000
12.000 1.7433 0.04264 0.03378 -0.0797 0.2417 1.0000
12.250 1.7353 0.04463 0.03616 -0.0760 0.2368 1.0000
12.500 1.7442 0.04578 0.03740 -0.0742 0.2310 1.0000
12.750 1.7702 0.04665 0.03815 -0.0742 0.2252 1.0000
13.000 1.7540 0.04889 0.04074 -0.0699 0.2217 1.0000
13.250 1.7446 0.05091 0.04298 -0.0666 0.2178 1.0000
13.500 1.7939 0.05032 0.04206 -0.0686 0.2105 1.0000
13.750 1.7676 0.05315 0.04526 -0.0640 0.2085 1.0000
14.000 1.7423 0.05661 0.04904 -0.0609 0.2062 1.0000
14.250 1.7182 0.06058 0.05329 -0.0589 0.2038 1.0000
14.500 1.7005 0.06440 0.05731 -0.0577 0.2011 1.0000
14.750 1.7625 0.06094 0.05356 -0.0575 0.1945 1.0000
15.000 1.7249 0.06655 0.05953 -0.0561 0.1933 1.0000
15.250 1.6760 0.07445 0.06776 -0.0562 0.1928 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il)