GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22.88 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe29b-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe29b-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2617 0.13492 0.12788 -0.0170 1.0000 0.0946
-10.250 -0.2603 0.13438 0.12739 -0.0192 1.0000 0.0960
-10.000 -0.2633 0.13499 0.12809 -0.0219 1.0000 0.0966
-9.750 -0.2529 0.13042 0.12359 -0.0225 1.0000 0.0974
-9.500 -0.2344 0.12394 0.11712 -0.0217 1.0000 0.0995
-9.250 -0.2246 0.12062 0.11385 -0.0222 1.0000 0.1016
-9.000 -0.2172 0.11799 0.11128 -0.0230 1.0000 0.1040
-8.750 -0.2121 0.11592 0.10929 -0.0241 1.0000 0.1066
-8.500 -0.2124 0.11519 0.10867 -0.0256 1.0000 0.1089
-8.250 -0.2218 0.11612 0.10976 -0.0268 1.0000 0.1099
-8.000 -0.2379 0.11743 0.11128 -0.0267 1.0000 0.1103
-7.750 -0.2082 0.10847 0.10231 -0.0251 1.0000 0.1130
-7.500 -0.2087 0.10632 0.10029 -0.0232 1.0000 0.1150
-7.250 -0.2198 0.10559 0.09971 -0.0203 1.0000 0.1164
-7.000 -0.2383 0.10565 0.09994 -0.0165 1.0000 0.1172
-6.750 -0.2579 0.10587 0.10032 -0.0130 1.0000 0.1179
-6.500 -0.2766 0.10603 0.10061 -0.0101 1.0000 0.1187
-6.250 -0.2927 0.10596 0.10067 -0.0080 1.0000 0.1197
-6.000 -0.3058 0.10567 0.10048 -0.0068 1.0000 0.1209
-5.750 -0.3133 0.10529 0.10017 -0.0078 0.9993 0.1227
-5.500 -0.2704 0.10181 0.09662 -0.0223 0.9853 0.1259
-5.250 -0.2425 0.09638 0.09118 -0.0237 0.9757 0.1299
-5.000 -0.2055 0.09313 0.08786 -0.0327 0.9629 0.1371
-4.750 -0.1671 0.08936 0.08404 -0.0422 0.9509 0.1423
-4.500 -0.1367 0.08572 0.08037 -0.0463 0.9391 0.1501
-4.250 -0.1005 0.08311 0.07766 -0.0558 0.9252 0.1570
-4.000 -0.0731 0.07957 0.07412 -0.0582 0.9143 0.1643
-3.750 -0.0285 0.07618 0.07063 -0.0671 0.9036 0.1742
-3.500 0.0076 0.07475 0.06905 -0.0751 0.8896 0.1871
-3.250 0.0252 0.07123 0.06560 -0.0741 0.8794 0.1946
-3.000 0.0651 0.06834 0.06264 -0.0800 0.8696 0.2124
-2.750 0.0965 0.06741 0.06154 -0.0860 0.8565 0.2357
-2.500 0.1335 0.06312 0.05732 -0.0882 0.8501 0.2597
-2.250 0.1479 0.06234 0.05649 -0.0896 0.8369 0.2865
-2.000 0.1677 0.06022 0.05440 -0.0898 0.8280 0.3210
-1.500 0.1867 0.05668 0.05105 -0.0843 0.8096 0.4147
-1.250 0.1965 0.05510 0.04956 -0.0812 0.8009 0.4732
-1.000 0.2027 0.05354 0.04809 -0.0770 0.7934 0.5200
-0.750 0.2073 0.05264 0.04727 -0.0738 0.7846 0.5601
-0.500 0.2367 0.05050 0.04514 -0.0730 0.7787 0.6183
-0.250 0.2330 0.05053 0.04525 -0.0702 0.7686 0.6337
0.000 0.2881 0.04791 0.04256 -0.0745 0.7622 0.6668
0.250 0.3163 0.04789 0.04247 -0.0791 0.7497 0.6649
0.500 0.4956 0.04614 0.03943 -0.1135 0.7307 0.4900
0.750 0.5722 0.04629 0.03855 -0.1224 0.7154 0.3499
1.000 0.6144 0.04597 0.03773 -0.1238 0.7028 0.2943
1.250 0.6659 0.04454 0.03580 -0.1250 0.6945 0.2623
1.500 0.6851 0.04541 0.03646 -0.1244 0.6818 0.2468
1.750 0.7187 0.04523 0.03591 -0.1241 0.6719 0.2343
2.000 0.7509 0.04462 0.03512 -0.1236 0.6617 0.2331
2.250 0.7711 0.04526 0.03560 -0.1227 0.6490 0.2306
2.500 0.8188 0.04338 0.03332 -0.1220 0.6417 0.2331
2.750 0.8354 0.04434 0.03418 -0.1207 0.6270 0.2361
3.000 0.8551 0.04493 0.03473 -0.1194 0.6132 0.2387
3.250 0.8970 0.04329 0.03289 -0.1180 0.6054 0.2516
3.500 0.9142 0.04411 0.03380 -0.1167 0.5908 0.2595
3.750 0.9306 0.04525 0.03494 -0.1153 0.5758 0.2691
4.000 0.9501 0.04600 0.03578 -0.1141 0.5616 0.2885
4.250 0.9946 0.04347 0.03392 -0.1133 0.5540 0.4475
4.500 1.0039 0.04472 0.03557 -0.1108 0.5387 1.0000
4.750 1.0150 0.04687 0.03755 -0.1093 0.5240 1.0000
5.000 1.0236 0.04947 0.04000 -0.1081 0.5112 1.0000
5.250 1.0608 0.04885 0.03901 -0.1068 0.5041 1.0000
5.500 1.0442 0.05446 0.04474 -0.1061 0.4904 1.0000
5.750 1.0857 0.05330 0.04332 -0.1048 0.4848 1.0000
6.000 1.0477 0.06148 0.05171 -0.1047 0.4719 1.0000
6.250 0.9638 0.07573 0.06628 -0.1075 0.4630 1.0000
6.500 0.9407 0.08258 0.07319 -0.1086 0.4597 1.0000
6.750 0.9786 0.08237 0.07274 -0.1072 0.4537 1.0000
7.000 0.9578 0.08898 0.07939 -0.1082 0.4505 1.0000
7.250 0.9379 0.09550 0.08597 -0.1094 0.4499 1.0000
7.500 0.9271 0.10102 0.09152 -0.1104 0.4498 1.0000
7.750 0.9188 0.10617 0.09668 -0.1113 0.4497 1.0000
8.000 0.9185 0.11087 0.10140 -0.1121 0.4506 1.0000
8.250 0.9222 0.11541 0.10593 -0.1129 0.4516 1.0000
8.500 0.6727 0.12950 0.12173 -0.0975 0.5187 1.0000
8.750 0.6617 0.13064 0.12285 -0.0957 0.5059 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il)