GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 57.8 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe29b-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe29b-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2220 0.11511 0.11026 -0.0228 1.0000 0.0504
-9.000 -0.2189 0.11355 0.10876 -0.0253 1.0000 0.0508
-8.750 -0.2177 0.11214 0.10741 -0.0276 1.0000 0.0509
-8.500 -0.2062 0.10807 0.10340 -0.0273 1.0000 0.0512
-8.250 -0.1973 0.10485 0.10024 -0.0271 1.0000 0.0517
-8.000 -0.1857 0.10186 0.09730 -0.0286 0.9886 0.0523
-7.750 -0.1664 0.09841 0.09385 -0.0324 0.9662 0.0531
-7.500 -0.1480 0.09515 0.09057 -0.0362 0.9445 0.0541
-7.250 -0.1315 0.09212 0.08751 -0.0396 0.9233 0.0552
-7.000 -0.1194 0.08975 0.08511 -0.0429 0.9007 0.0567
-6.750 -0.1047 0.08791 0.08321 -0.0500 0.8781 0.0575
-6.250 -0.0765 0.08177 0.07698 -0.0538 0.8431 0.0581
-6.000 -0.0638 0.07874 0.07391 -0.0535 0.8271 0.0587
-5.750 -0.0491 0.07603 0.07114 -0.0546 0.8111 0.0594
-5.500 -0.0326 0.07340 0.06845 -0.0565 0.7953 0.0604
-5.250 -0.0140 0.07077 0.06574 -0.0592 0.7802 0.0615
-5.000 0.0073 0.06813 0.06300 -0.0626 0.7654 0.0629
-4.750 0.0433 0.06570 0.06037 -0.0719 0.7505 0.0650
-4.500 0.0696 0.06268 0.05722 -0.0762 0.7373 0.0656
-4.250 0.0837 0.05980 0.05432 -0.0751 0.7255 0.0664
-4.000 0.1049 0.05729 0.05172 -0.0763 0.7142 0.0675
-3.750 0.1301 0.05485 0.04918 -0.0787 0.7024 0.0689
-3.500 0.1586 0.05246 0.04663 -0.0819 0.6918 0.0707
-3.250 0.2013 0.05041 0.04423 -0.0884 0.6812 0.0735
-3.000 0.2392 0.04832 0.04181 -0.0928 0.6709 0.0739
-2.750 0.2558 0.04534 0.03884 -0.0923 0.6622 0.0748
-2.500 0.2776 0.04331 0.03680 -0.0926 0.6517 0.0770
-2.250 0.3203 0.04238 0.03539 -0.0966 0.6420 0.0835
-2.000 0.3508 0.04019 0.03299 -0.0984 0.6318 0.0841
-1.750 0.3741 0.03780 0.03055 -0.0989 0.6223 0.0851
-1.250 0.4398 0.03293 0.02507 -0.1017 0.6034 0.0644
-0.750 0.5041 0.02975 0.02122 -0.1036 0.5855 0.0652
-0.500 0.5327 0.02839 0.01971 -0.1041 0.5773 0.0647
-0.250 0.5627 0.02710 0.01817 -0.1046 0.5696 0.0646
0.000 0.5941 0.02582 0.01650 -0.1049 0.5612 0.0653
0.250 0.6204 0.02522 0.01592 -0.1050 0.5526 0.0677
0.500 0.6493 0.02445 0.01495 -0.1051 0.5436 0.0701
0.750 0.6788 0.02358 0.01381 -0.1051 0.5353 0.0711
1.000 0.7081 0.02282 0.01272 -0.1049 0.5263 0.0731
1.250 0.7355 0.02232 0.01216 -0.1048 0.5170 0.0764
1.500 0.7633 0.02186 0.01155 -0.1046 0.5087 0.0791
1.750 0.7914 0.02144 0.01095 -0.1044 0.5011 0.0819
2.000 0.8188 0.02108 0.01051 -0.1041 0.4936 0.0860
2.250 0.8459 0.02080 0.01018 -0.1038 0.4865 0.0890
2.500 0.8730 0.02061 0.00992 -0.1035 0.4785 0.0930
2.750 0.8997 0.02041 0.00964 -0.1031 0.4716 0.0972
3.000 0.9258 0.02024 0.00953 -0.1027 0.4632 0.1003
3.250 0.9522 0.02019 0.00936 -0.1022 0.4559 0.1055
3.500 0.9785 0.02018 0.00937 -0.1018 0.4465 0.1103
3.750 1.0046 0.02019 0.00929 -0.1013 0.4383 0.1145
4.000 1.0307 0.02029 0.00940 -0.1010 0.4282 0.1214
4.250 1.0565 0.02042 0.00947 -0.1005 0.4193 0.1290
4.500 1.0823 0.02059 0.00963 -0.1001 0.4090 0.1375
4.750 1.1079 0.02077 0.00981 -0.0997 0.3995 0.1535
5.000 1.1330 0.02031 0.01017 -0.0996 0.3893 0.5696
5.500 1.1794 0.02042 0.01059 -0.0976 0.3684 1.0000
5.750 1.2033 0.02082 0.01094 -0.0970 0.3568 1.0000
6.000 1.2268 0.02124 0.01131 -0.0963 0.3453 1.0000
6.250 1.2498 0.02169 0.01167 -0.0956 0.3343 1.0000
6.500 1.2722 0.02215 0.01206 -0.0948 0.3236 1.0000
6.750 1.2946 0.02265 0.01253 -0.0941 0.3130 1.0000
7.000 1.3163 0.02319 0.01299 -0.0933 0.3044 1.0000
7.250 1.3378 0.02374 0.01351 -0.0924 0.2963 1.0000
7.500 1.3586 0.02434 0.01406 -0.0915 0.2892 1.0000
7.750 1.3791 0.02496 0.01466 -0.0906 0.2819 1.0000
8.000 1.3986 0.02563 0.01524 -0.0896 0.2761 1.0000
8.250 1.4189 0.02629 0.01599 -0.0887 0.2703 1.0000
8.500 1.4382 0.02699 0.01669 -0.0876 0.2653 1.0000
8.750 1.4569 0.02774 0.01737 -0.0865 0.2610 1.0000
9.000 1.4758 0.02847 0.01819 -0.0855 0.2566 1.0000
9.250 1.4940 0.02924 0.01906 -0.0844 0.2523 1.0000
9.500 1.5116 0.03004 0.01989 -0.0833 0.2483 1.0000
9.750 1.5293 0.03088 0.02069 -0.0821 0.2447 1.0000
10.000 1.5461 0.03175 0.02165 -0.0809 0.2411 1.0000
10.250 1.5611 0.03266 0.02272 -0.0795 0.2372 1.0000
10.500 1.5744 0.03359 0.02374 -0.0779 0.2334 1.0000
10.750 1.5881 0.03453 0.02473 -0.0764 0.2298 1.0000
11.000 1.6051 0.03548 0.02560 -0.0753 0.2260 1.0000
11.250 1.6111 0.03672 0.02708 -0.0732 0.2220 1.0000
11.500 1.6173 0.03801 0.02855 -0.0713 0.2172 1.0000
11.750 1.6241 0.03930 0.02989 -0.0696 0.2123 1.0000
12.000 1.6313 0.04066 0.03125 -0.0681 0.2074 1.0000
12.250 1.6303 0.04259 0.03343 -0.0664 0.2024 1.0000
12.500 1.6317 0.04445 0.03542 -0.0651 0.1974 1.0000
12.750 1.6364 0.04613 0.03714 -0.0640 0.1932 1.0000
13.000 1.6351 0.04853 0.03975 -0.0631 0.1889 1.0000
13.250 1.6327 0.05116 0.04259 -0.0624 0.1844 1.0000
13.500 1.6315 0.05371 0.04526 -0.0619 0.1802 1.0000
13.750 1.6306 0.05630 0.04792 -0.0615 0.1765 1.0000
14.000 1.6231 0.05995 0.05184 -0.0616 0.1720 1.0000
14.250 1.6168 0.06351 0.05557 -0.0618 0.1678 1.0000
14.500 1.6122 0.06685 0.05901 -0.0620 0.1645 1.0000
14.750 1.6037 0.07092 0.06328 -0.0625 0.1610 1.0000
15.000 1.5923 0.07558 0.06816 -0.0634 0.1575 1.0000
15.250 1.5812 0.08027 0.07301 -0.0644 0.1542 1.0000
15.500 1.5734 0.08454 0.07735 -0.0654 0.1511 1.0000
15.750 1.5563 0.09054 0.08354 -0.0671 0.1481 1.0000
16.000 1.5350 0.09740 0.09060 -0.0693 0.1452 1.0000
16.250 1.5136 0.10449 0.09786 -0.0719 0.1424 1.0000
16.500 1.5048 0.10941 0.10283 -0.0736 0.1391 1.0000
16.750 1.4827 0.11692 0.11046 -0.0766 0.1367 1.0000
17.000 1.4363 0.12947 0.12324 -0.0822 0.1351 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il)