GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.72 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe29b-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe29b-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2118 0.11112 0.10478 -0.0274 1.0000 0.0833
-7.750 -0.2254 0.11119 0.10503 -0.0258 1.0000 0.0835
-7.500 -0.2408 0.11136 0.10537 -0.0241 1.0000 0.0836
-7.250 -0.2237 0.10687 0.10093 -0.0262 0.9920 0.0843
-7.000 -0.1953 0.10130 0.09534 -0.0287 0.9822 0.0860
-6.750 -0.1665 0.09709 0.09109 -0.0342 0.9682 0.0884
-6.500 -0.1386 0.09348 0.08745 -0.0407 0.9528 0.0913
-6.250 -0.1078 0.09189 0.08578 -0.0535 0.9318 0.0950
-6.000 -0.0837 0.08736 0.08125 -0.0567 0.9186 0.0965
-5.750 -0.0616 0.08318 0.07706 -0.0573 0.9061 0.0992
-5.500 -0.0395 0.08019 0.07403 -0.0605 0.8902 0.1023
-5.250 -0.0153 0.07772 0.07148 -0.0656 0.8737 0.1063
-5.000 0.0220 0.07683 0.07034 -0.0777 0.8561 0.1093
-4.750 0.0324 0.07244 0.06603 -0.0747 0.8427 0.1108
-4.500 0.0490 0.06939 0.06296 -0.0744 0.8296 0.1135
-4.250 0.0715 0.06688 0.06035 -0.0764 0.8174 0.1183
-4.000 0.1064 0.06530 0.05855 -0.0843 0.8025 0.1251
-3.750 0.1182 0.06215 0.05546 -0.0821 0.7899 0.1287
-3.500 0.1589 0.06132 0.05428 -0.0899 0.7774 0.1397
-3.250 0.1714 0.05764 0.05068 -0.0878 0.7667 0.1423
-3.000 0.1929 0.05546 0.04845 -0.0885 0.7546 0.1487
-2.750 0.2231 0.05333 0.04613 -0.0917 0.7444 0.1575
-2.500 0.2546 0.05177 0.04436 -0.0949 0.7334 0.1706
-2.250 0.2736 0.04930 0.04192 -0.0944 0.7231 0.1773
-2.000 0.3009 0.04741 0.03989 -0.0958 0.7142 0.1954
-1.750 0.3250 0.04562 0.03805 -0.0970 0.7034 0.2224
-1.500 0.3480 0.04364 0.03600 -0.0971 0.6956 0.2575
-1.000 0.4531 0.03982 0.03080 -0.1065 0.6782 0.1071
-0.750 0.4818 0.03841 0.02925 -0.1073 0.6684 0.1052
-0.500 0.5140 0.03705 0.02757 -0.1082 0.6613 0.1051
-0.250 0.5433 0.03598 0.02630 -0.1088 0.6512 0.1035
0.000 0.5755 0.03475 0.02471 -0.1093 0.6438 0.1012
0.250 0.6041 0.03396 0.02370 -0.1095 0.6332 0.1012
0.500 0.6339 0.03316 0.02260 -0.1095 0.6243 0.1043
0.750 0.6624 0.03249 0.02165 -0.1093 0.6134 0.1060
1.000 0.6905 0.03184 0.02073 -0.1089 0.6024 0.1067
1.250 0.7195 0.03115 0.01971 -0.1084 0.5923 0.1103
1.500 0.7443 0.03071 0.01922 -0.1079 0.5797 0.1141
1.750 0.7717 0.03028 0.01855 -0.1073 0.5695 0.1164
2.000 0.7993 0.03003 0.01804 -0.1067 0.5599 0.1217
2.250 0.8257 0.02987 0.01772 -0.1062 0.5508 0.1259
2.500 0.8525 0.02960 0.01736 -0.1055 0.5424 0.1298
2.750 0.8775 0.02961 0.01730 -0.1049 0.5332 0.1368
3.000 0.9038 0.02941 0.01700 -0.1041 0.5248 0.1421
3.250 0.9276 0.02948 0.01709 -0.1034 0.5147 0.1479
3.500 0.9544 0.02930 0.01680 -0.1027 0.5066 0.1576
3.750 0.9776 0.02954 0.01708 -0.1021 0.4956 0.1662
4.000 1.0033 0.02953 0.01705 -0.1015 0.4867 0.1778
4.250 1.0279 0.02967 0.01725 -0.1009 0.4766 0.1981
4.500 1.0528 0.02976 0.01757 -0.1005 0.4669 0.2444
4.750 1.0742 0.02893 0.01761 -0.0989 0.4581 1.0000
5.000 1.0965 0.02953 0.01807 -0.0980 0.4472 1.0000
5.250 1.1225 0.02976 0.01805 -0.0971 0.4386 1.0000
5.500 1.1428 0.03052 0.01879 -0.0962 0.4266 1.0000
5.750 1.1654 0.03109 0.01926 -0.0953 0.4164 1.0000
6.000 1.1882 0.03163 0.01972 -0.0944 0.4066 1.0000
6.250 1.2081 0.03250 0.02059 -0.0935 0.3963 1.0000
6.500 1.2318 0.03304 0.02103 -0.0927 0.3884 1.0000
6.750 1.2497 0.03415 0.02220 -0.0917 0.3789 1.0000
7.000 1.2729 0.03473 0.02271 -0.0909 0.3716 1.0000
7.250 1.2890 0.03594 0.02403 -0.0898 0.3628 1.0000
7.500 1.3107 0.03662 0.02466 -0.0889 0.3560 1.0000
7.750 1.3264 0.03787 0.02602 -0.0878 0.3487 1.0000
8.000 1.3446 0.03882 0.02700 -0.0868 0.3419 1.0000
8.250 1.3614 0.03976 0.02797 -0.0856 0.3349 1.0000
8.500 1.3748 0.04086 0.02914 -0.0841 0.3271 1.0000
8.750 1.3909 0.04169 0.02999 -0.0828 0.3201 1.0000
9.000 1.4000 0.04307 0.03148 -0.0812 0.3127 1.0000
9.250 1.4202 0.04355 0.03190 -0.0801 0.3068 1.0000
9.500 1.4201 0.04573 0.03430 -0.0780 0.3002 1.0000
9.750 1.4342 0.04670 0.03529 -0.0766 0.2951 1.0000
10.000 1.4452 0.04800 0.03665 -0.0751 0.2903 1.0000
10.250 1.4365 0.05090 0.03978 -0.0729 0.2852 1.0000
10.500 1.4456 0.05243 0.04137 -0.0715 0.2804 1.0000
10.750 1.4705 0.05271 0.04159 -0.0707 0.2761 1.0000
11.000 1.4355 0.05842 0.04764 -0.0690 0.2711 1.0000
11.250 1.4243 0.06230 0.05167 -0.0683 0.2661 1.0000
11.500 1.4569 0.06146 0.05081 -0.0670 0.2618 1.0000
11.750 1.3936 0.07199 0.06164 -0.0682 0.2562 1.0000
12.000 1.3212 0.08599 0.07588 -0.0723 0.2478 1.0000
12.250 1.3621 0.08289 0.07277 -0.0696 0.2455 1.0000
12.500 1.4181 0.07811 0.06797 -0.0663 0.2436 1.0000
12.750 1.1732 0.12497 0.11514 -0.0866 0.2210 1.0000
13.000 1.1536 0.13321 0.12344 -0.0898 0.2149 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il)