GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 77.16 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe29b-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe29b-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2004 0.10429 0.10100 -0.0241 1.0000 0.0422
-8.250 -0.1935 0.10188 0.09864 -0.0255 1.0000 0.0430
-8.000 -0.1919 0.10023 0.09707 -0.0265 1.0000 0.0438
-7.750 -0.1831 0.09890 0.09578 -0.0341 0.9855 0.0442
-7.500 -0.1595 0.09433 0.09121 -0.0400 0.9711 0.0445
-7.250 -0.1365 0.08963 0.08650 -0.0405 0.9600 0.0450
-7.000 -0.1169 0.08627 0.08312 -0.0431 0.9412 0.0458
-6.750 -0.1030 0.08356 0.08037 -0.0450 0.9198 0.0465
-6.500 -0.0921 0.08112 0.07788 -0.0464 0.8966 0.0473
-6.250 -0.0802 0.07867 0.07537 -0.0482 0.8752 0.0483
-6.000 -0.0635 0.07624 0.07285 -0.0523 0.8549 0.0496
-5.750 -0.0249 0.07387 0.07025 -0.0687 0.8349 0.0504
-5.500 -0.0177 0.07034 0.06670 -0.0651 0.8191 0.0506
-5.250 -0.0067 0.06741 0.06374 -0.0632 0.8035 0.0510
-5.000 0.0094 0.06484 0.06110 -0.0636 0.7884 0.0518
-4.750 0.0299 0.06233 0.05849 -0.0657 0.7738 0.0530
-4.500 0.0540 0.05972 0.05576 -0.0689 0.7598 0.0544
-4.250 0.1163 0.05756 0.05315 -0.0844 0.7455 0.0571
-4.000 0.1322 0.05390 0.04949 -0.0843 0.7321 0.0575
-3.750 0.1478 0.05110 0.04666 -0.0836 0.7194 0.0579
-3.500 0.1684 0.04875 0.04422 -0.0841 0.7074 0.0587
-3.250 0.1938 0.04657 0.04191 -0.0857 0.6952 0.0600
-3.000 0.2240 0.04444 0.03965 -0.0884 0.6831 0.0625
-2.750 0.2731 0.04219 0.03694 -0.0950 0.6724 0.0655
-2.500 0.2934 0.03974 0.03446 -0.0952 0.6614 0.0662
-2.250 0.3179 0.03783 0.03248 -0.0959 0.6502 0.0674
-2.000 0.3461 0.03616 0.03063 -0.0971 0.6402 0.0695
-1.750 0.3934 0.03531 0.02923 -0.1007 0.6292 0.0745
-1.500 0.4153 0.03262 0.02656 -0.1012 0.6202 0.0755
-1.250 0.4404 0.03103 0.02494 -0.1017 0.6108 0.0773
-1.000 0.4706 0.02995 0.02367 -0.1025 0.6026 0.0821
-0.750 0.5045 0.02841 0.02184 -0.1038 0.5936 0.0864
-0.500 0.5310 0.02709 0.02046 -0.1042 0.5853 0.0889
-0.250 0.5659 0.02666 0.01963 -0.1048 0.5764 0.0977
0.000 0.5916 0.02491 0.01788 -0.1053 0.5697 0.1002
0.250 0.6233 0.02453 0.01725 -0.1056 0.5610 0.1116
0.500 0.6490 0.02311 0.01582 -0.1059 0.5538 0.1168
0.750 0.6783 0.02229 0.01491 -0.1063 0.5450 0.1295
1.000 0.7070 0.02156 0.01402 -0.1064 0.5380 0.1440
1.250 0.7351 0.02082 0.01322 -0.1067 0.5303 0.1608
1.750 0.8011 0.01936 0.01090 -0.1057 0.5169 0.1107
2.000 0.8300 0.01800 0.00950 -0.1058 0.5095 0.1033
2.250 0.8585 0.01757 0.00888 -0.1055 0.5032 0.1051
2.500 0.8868 0.01711 0.00835 -0.1052 0.4954 0.1051
2.750 0.9147 0.01688 0.00800 -0.1049 0.4882 0.1085
3.000 0.9424 0.01669 0.00774 -0.1046 0.4805 0.1108
3.250 0.9696 0.01632 0.00740 -0.1044 0.4725 0.1146
3.500 0.9966 0.01624 0.00732 -0.1041 0.4642 0.1199
3.750 1.0236 0.01616 0.00721 -0.1037 0.4553 0.1234
4.000 1.0502 0.01606 0.00717 -0.1034 0.4457 0.1292
4.250 1.0767 0.01610 0.00715 -0.1031 0.4360 0.1360
4.500 1.1028 0.01609 0.00720 -0.1027 0.4238 0.1430
4.750 1.1286 0.01618 0.00728 -0.1022 0.4103 0.1562
5.000 1.1540 0.01625 0.00736 -0.1018 0.3955 0.1845
5.250 1.1766 0.01525 0.00748 -0.1007 0.3806 1.0000
5.500 1.2014 0.01557 0.00766 -0.1001 0.3651 1.0000
5.750 1.2258 0.01592 0.00788 -0.0995 0.3510 1.0000
6.000 1.2502 0.01628 0.00815 -0.0989 0.3378 1.0000
6.250 1.2747 0.01666 0.00849 -0.0984 0.3265 1.0000
6.500 1.2986 0.01710 0.00882 -0.0978 0.3174 1.0000
6.750 1.3226 0.01751 0.00919 -0.0973 0.3089 1.0000
7.000 1.3462 0.01800 0.00960 -0.0967 0.3021 1.0000
7.250 1.3701 0.01844 0.01004 -0.0961 0.2957 1.0000
7.500 1.3931 0.01898 0.01049 -0.0955 0.2905 1.0000
7.750 1.4167 0.01948 0.01100 -0.0949 0.2855 1.0000
8.000 1.4399 0.01996 0.01152 -0.0943 0.2804 1.0000
8.250 1.4624 0.02056 0.01203 -0.0937 0.2757 1.0000
8.500 1.4852 0.02114 0.01263 -0.0930 0.2712 1.0000
8.750 1.5075 0.02166 0.01322 -0.0923 0.2667 1.0000
9.000 1.5295 0.02225 0.01382 -0.0916 0.2624 1.0000
9.250 1.5522 0.02303 0.01449 -0.0911 0.2579 1.0000
9.500 1.5720 0.02355 0.01517 -0.0901 0.2531 1.0000
9.750 1.5914 0.02414 0.01581 -0.0891 0.2473 1.0000
10.000 1.6116 0.02496 0.01654 -0.0883 0.2414 1.0000
10.250 1.6281 0.02552 0.01727 -0.0868 0.2360 1.0000
10.500 1.6452 0.02619 0.01796 -0.0856 0.2306 1.0000
10.750 1.6634 0.02706 0.01880 -0.0846 0.2252 1.0000
11.000 1.6757 0.02770 0.01963 -0.0827 0.2199 1.0000
11.250 1.6877 0.02842 0.02040 -0.0807 0.2148 1.0000
11.500 1.7021 0.02935 0.02128 -0.0792 0.2098 1.0000
11.750 1.7076 0.03017 0.02232 -0.0766 0.2052 1.0000
12.000 1.7153 0.03110 0.02336 -0.0745 0.2005 1.0000
12.250 1.7244 0.03215 0.02437 -0.0728 0.1956 1.0000
12.500 1.7281 0.03339 0.02582 -0.0709 0.1908 1.0000
12.750 1.7330 0.03470 0.02727 -0.0693 0.1858 1.0000
13.000 1.7383 0.03613 0.02872 -0.0680 0.1815 1.0000
13.250 1.7429 0.03776 0.03052 -0.0668 0.1769 1.0000
13.500 1.7472 0.03950 0.03243 -0.0659 0.1719 1.0000
13.750 1.7497 0.04148 0.03447 -0.0651 0.1675 1.0000
14.000 1.7526 0.04360 0.03675 -0.0646 0.1623 1.0000
14.250 1.7545 0.04593 0.03921 -0.0643 0.1568 1.0000
14.500 1.7529 0.04872 0.04204 -0.0641 0.1521 1.0000
14.750 1.7536 0.05142 0.04491 -0.0640 0.1461 1.0000
15.000 1.7466 0.05504 0.04856 -0.0643 0.1402 1.0000
15.250 1.7428 0.05839 0.05203 -0.0644 0.1343 1.0000
15.500 1.7337 0.06247 0.05616 -0.0648 0.1291 1.0000
15.750 1.7258 0.06651 0.06029 -0.0652 0.1241 1.0000
16.000 1.7144 0.07113 0.06499 -0.0660 0.1185 1.0000
16.250 1.7014 0.07606 0.06997 -0.0668 0.1142 1.0000
16.500 1.6923 0.08060 0.07465 -0.0677 0.1089 1.0000
16.750 1.6763 0.08623 0.08034 -0.0690 0.1043 1.0000
17.000 1.6646 0.09141 0.08566 -0.0703 0.0982 1.0000
17.250 1.6481 0.09736 0.09171 -0.0720 0.0929 1.0000
17.500 1.6347 0.10299 0.09747 -0.0737 0.0850 1.0000
17.750 1.6146 0.10979 0.10434 -0.0760 0.0741 1.0000
18.000 1.5893 0.11757 0.11216 -0.0790 0.0631 1.0000
18.250 1.5624 0.12586 0.12048 -0.0824 0.0547 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il)