GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 75.05 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe29b-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe29b-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.1639 0.09431 0.09067 -0.0310 0.8535 0.0384
-7.500 -0.1574 0.09201 0.08832 -0.0338 0.8339 0.0393
-7.250 -0.1510 0.08976 0.08601 -0.0369 0.8151 0.0395
-7.000 -0.1386 0.08699 0.08317 -0.0415 0.7972 0.0396
-6.750 -0.1258 0.08382 0.07993 -0.0429 0.7802 0.0397
-6.500 -0.1137 0.08085 0.07691 -0.0424 0.7634 0.0399
-6.250 -0.0999 0.07817 0.07416 -0.0434 0.7465 0.0403
-6.000 -0.0843 0.07557 0.07148 -0.0454 0.7300 0.0408
-5.750 -0.0668 0.07293 0.06875 -0.0481 0.7143 0.0415
-5.500 -0.0474 0.07028 0.06601 -0.0513 0.6997 0.0427
-5.250 -0.0175 0.06718 0.06277 -0.0594 0.6865 0.0446
-5.000 0.0140 0.06390 0.05931 -0.0670 0.6744 0.0448
-4.750 0.0446 0.06062 0.05584 -0.0730 0.6629 0.0449
-4.500 0.0639 0.05768 0.05283 -0.0740 0.6517 0.0451
-4.250 0.0818 0.05521 0.05030 -0.0741 0.6414 0.0455
-4.000 0.1043 0.05286 0.04786 -0.0757 0.6310 0.0459
-3.750 0.1302 0.05052 0.04541 -0.0781 0.6213 0.0466
-3.500 0.1581 0.04827 0.04303 -0.0808 0.6118 0.0478
-3.250 0.2054 0.04543 0.03987 -0.0882 0.6035 0.0508
-2.750 0.2672 0.03884 0.03290 -0.0937 0.5888 0.0449
-2.500 0.2898 0.03723 0.03128 -0.0941 0.5802 0.0441
-2.250 0.3192 0.03512 0.02902 -0.0958 0.5721 0.0430
-2.000 0.3515 0.03282 0.02653 -0.0977 0.5628 0.0422
-1.750 0.3839 0.03084 0.02431 -0.0994 0.5540 0.0433
-1.500 0.4166 0.02873 0.02197 -0.1009 0.5448 0.0438
-1.250 0.4483 0.02681 0.01980 -0.1020 0.5371 0.0436
-1.000 0.4804 0.02485 0.01757 -0.1030 0.5290 0.0437
-0.500 0.5425 0.02161 0.01378 -0.1042 0.5133 0.0458
-0.250 0.5706 0.02109 0.01313 -0.1043 0.5045 0.0472
0.000 0.6008 0.01985 0.01162 -0.1046 0.4958 0.0484
0.250 0.6311 0.01847 0.00984 -0.1047 0.4890 0.0499
0.500 0.6602 0.01768 0.00884 -0.1047 0.4813 0.0518
1.000 0.7163 0.01702 0.00790 -0.1045 0.4649 0.0563
1.250 0.7444 0.01653 0.00719 -0.1043 0.4574 0.0583
1.500 0.7720 0.01641 0.00707 -0.1042 0.4504 0.0604
1.750 0.7997 0.01625 0.00679 -0.1040 0.4432 0.0639
2.000 0.8272 0.01602 0.00646 -0.1038 0.4364 0.0662
2.250 0.8546 0.01593 0.00639 -0.1037 0.4288 0.0690
2.750 0.9091 0.01575 0.00611 -0.1032 0.4145 0.0747
3.000 0.9360 0.01570 0.00609 -0.1030 0.4070 0.0780
3.250 0.9631 0.01569 0.00608 -0.1028 0.3997 0.0813
3.500 0.9900 0.01571 0.00608 -0.1026 0.3912 0.0836
3.750 1.0168 0.01568 0.00610 -0.1024 0.3828 0.0873
4.000 1.0433 0.01575 0.00617 -0.1021 0.3723 0.0913
4.250 1.0698 0.01584 0.00625 -0.1019 0.3600 0.0944
4.500 1.0958 0.01596 0.00635 -0.1016 0.3457 0.0989
4.750 1.1214 0.01615 0.00650 -0.1012 0.3295 0.1054
5.000 1.1466 0.01640 0.00669 -0.1008 0.3125 0.1123
5.500 1.1910 0.01587 0.00731 -0.0990 0.2858 0.8479
5.750 1.2168 0.01624 0.00759 -0.0988 0.2746 1.0000
6.000 1.2405 0.01669 0.00793 -0.0982 0.2653 1.0000
6.250 1.2638 0.01717 0.00832 -0.0976 0.2585 1.0000
6.500 1.2877 0.01758 0.00871 -0.0971 0.2533 1.0000
6.750 1.3111 0.01803 0.00912 -0.0964 0.2491 1.0000
7.000 1.3335 0.01853 0.00957 -0.0957 0.2451 1.0000
7.250 1.3565 0.01898 0.01003 -0.0951 0.2413 1.0000
7.500 1.3796 0.01941 0.01047 -0.0944 0.2375 1.0000
7.750 1.4020 0.01988 0.01095 -0.0937 0.2342 1.0000
8.000 1.4237 0.02039 0.01146 -0.0929 0.2312 1.0000
8.250 1.4445 0.02096 0.01203 -0.0921 0.2283 1.0000
8.500 1.4650 0.02155 0.01261 -0.0911 0.2256 1.0000
8.750 1.4868 0.02199 0.01314 -0.0904 0.2232 1.0000
9.000 1.5078 0.02248 0.01372 -0.0895 0.2204 1.0000
9.250 1.5277 0.02302 0.01431 -0.0885 0.2170 1.0000
9.500 1.5455 0.02366 0.01496 -0.0873 0.2130 1.0000
9.750 1.5610 0.02445 0.01571 -0.0859 0.2087 1.0000
10.000 1.5791 0.02492 0.01633 -0.0847 0.2041 1.0000
10.250 1.5934 0.02553 0.01702 -0.0830 0.1990 1.0000
10.500 1.6049 0.02635 0.01785 -0.0811 0.1942 1.0000
10.750 1.6181 0.02713 0.01870 -0.0796 0.1901 1.0000
11.000 1.6327 0.02786 0.01956 -0.0783 0.1853 1.0000
11.250 1.6443 0.02880 0.02058 -0.0768 0.1804 1.0000
11.500 1.6547 0.02987 0.02171 -0.0754 0.1758 1.0000
11.750 1.6673 0.03085 0.02281 -0.0743 0.1692 1.0000
12.000 1.6756 0.03219 0.02420 -0.0731 0.1627 1.0000
12.250 1.6853 0.03351 0.02561 -0.0721 0.1547 1.0000
12.500 1.6912 0.03520 0.02734 -0.0711 0.1469 1.0000
12.750 1.6945 0.03723 0.02939 -0.0701 0.1393 1.0000
13.000 1.6969 0.03945 0.03164 -0.0693 0.1330 1.0000
13.250 1.6966 0.04203 0.03426 -0.0687 0.1274 1.0000
13.500 1.6955 0.04481 0.03710 -0.0682 0.1222 1.0000
13.750 1.6919 0.04795 0.04031 -0.0679 0.1166 1.0000
14.000 1.6860 0.05146 0.04387 -0.0677 0.1123 1.0000
14.250 1.6841 0.05454 0.04706 -0.0676 0.1078 1.0000
14.500 1.6772 0.05827 0.05087 -0.0676 0.1034 1.0000
14.750 1.6684 0.06234 0.05502 -0.0678 0.0997 1.0000
15.000 1.6654 0.06575 0.05856 -0.0680 0.0943 1.0000
15.500 1.6455 0.07476 0.06773 -0.0693 0.0791 1.0000
15.750 1.6238 0.08113 0.07410 -0.0707 0.0638 1.0000
16.000 1.5975 0.08843 0.08138 -0.0725 0.0504 1.0000
16.250 1.5717 0.09587 0.08884 -0.0746 0.0396 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il)