GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 94.79 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe29b-il-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe29b-il-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.1606 0.10314 0.10036 -0.0258 0.7810 0.0232
-9.500 -0.1531 0.10062 0.09777 -0.0262 0.7630 0.0234
-9.000 -0.2373 0.10454 0.10169 -0.0191 0.7957 0.0232
-8.750 -0.2274 0.10233 0.09941 -0.0198 0.7769 0.0235
-8.500 -0.2174 0.10013 0.09714 -0.0207 0.7562 0.0240
-8.250 -0.2075 0.09783 0.09475 -0.0218 0.7336 0.0249
-8.000 -0.2003 0.09463 0.09146 -0.0245 0.7116 0.0263
-7.750 -0.1923 0.09165 0.08838 -0.0266 0.6899 0.0264
-7.500 -0.1839 0.08868 0.08533 -0.0289 0.6718 0.0264
-7.250 -0.1755 0.08581 0.08238 -0.0314 0.6574 0.0265
-6.500 -0.1329 0.07689 0.07329 -0.0397 0.6256 0.0268
-6.250 -0.1161 0.07479 0.07117 -0.0414 0.6178 0.0272
-6.000 -0.0977 0.07239 0.06872 -0.0442 0.6108 0.0277
-5.750 -0.0715 0.06618 0.06242 -0.0546 0.6059 0.0265
-5.500 -0.0514 0.06372 0.05993 -0.0568 0.5984 0.0263
-5.250 -0.0282 0.06078 0.05690 -0.0605 0.5913 0.0262
-5.000 0.0006 0.05667 0.05273 -0.0668 0.5846 0.0268
-4.750 0.0227 0.05532 0.05133 -0.0679 0.5766 0.0273
-4.250 0.0828 0.04832 0.04414 -0.0776 0.5618 0.0272
-4.000 0.1137 0.04516 0.04086 -0.0818 0.5540 0.0272
-3.750 0.1446 0.04237 0.03796 -0.0852 0.5453 0.0273
-3.500 0.1760 0.03969 0.03514 -0.0884 0.5373 0.0275
-3.250 0.2076 0.03712 0.03244 -0.0913 0.5287 0.0277
-3.000 0.2387 0.03496 0.03015 -0.0936 0.5197 0.0283
-2.750 0.2719 0.03217 0.02717 -0.0963 0.5090 0.0287
-2.500 0.3064 0.02896 0.02371 -0.0990 0.4988 0.0291
-2.250 0.3487 0.02131 0.01535 -0.1035 0.4912 0.0306
-1.750 0.4123 0.01294 0.00557 -0.1063 0.4754 0.0349
-1.500 0.4408 0.01275 0.00532 -0.1063 0.4673 0.0355
-1.250 0.4693 0.01267 0.00517 -0.1062 0.4590 0.0361
-1.000 0.4977 0.01253 0.00497 -0.1062 0.4514 0.0368
-0.750 0.5260 0.01233 0.00465 -0.1061 0.4426 0.0381
-0.500 0.5544 0.01200 0.00417 -0.1060 0.4356 0.0395
-0.250 0.5828 0.01193 0.00408 -0.1060 0.4291 0.0405
0.000 0.6110 0.01193 0.00404 -0.1059 0.4226 0.0414
0.250 0.6394 0.01186 0.00393 -0.1058 0.4166 0.0428
0.500 0.6677 0.01172 0.00371 -0.1057 0.4095 0.0445
0.750 0.6958 0.01171 0.00365 -0.1056 0.4032 0.0459
1.000 0.7241 0.01176 0.00371 -0.1055 0.3968 0.0474
1.250 0.7522 0.01177 0.00368 -0.1054 0.3902 0.0495
1.500 0.7803 0.01172 0.00358 -0.1053 0.3846 0.0513
1.750 0.8085 0.01173 0.00361 -0.1053 0.3778 0.0527
2.000 0.8362 0.01182 0.00367 -0.1052 0.3703 0.0547
2.250 0.8643 0.01184 0.00366 -0.1051 0.3609 0.0570
2.500 0.8919 0.01189 0.00366 -0.1050 0.3478 0.0588
2.750 0.9191 0.01203 0.00374 -0.1048 0.3287 0.0607
3.000 0.9455 0.01226 0.00383 -0.1046 0.3007 0.0629
3.250 0.9714 0.01257 0.00397 -0.1043 0.2728 0.0646
3.500 0.9976 0.01281 0.00413 -0.1041 0.2565 0.0666
3.750 1.0240 0.01302 0.00430 -0.1039 0.2462 0.0687
4.000 1.0508 0.01319 0.00444 -0.1037 0.2399 0.0707
4.250 1.0777 0.01335 0.00460 -0.1035 0.2355 0.0729
4.500 1.1044 0.01351 0.00475 -0.1033 0.2315 0.0754
4.750 1.1308 0.01370 0.00494 -0.1031 0.2277 0.0780
5.000 1.1574 0.01386 0.00512 -0.1029 0.2244 0.0807
5.250 1.1840 0.01403 0.00530 -0.1027 0.2215 0.0836
5.500 1.2105 0.01420 0.00550 -0.1024 0.2190 0.0889
5.750 1.2366 0.01439 0.00572 -0.1022 0.2168 0.0948
6.000 1.2626 0.01459 0.00598 -0.1019 0.2146 0.1172
6.500 1.3105 0.01390 0.00667 -0.1009 0.2103 1.0000
6.750 1.3359 0.01418 0.00694 -0.1005 0.2082 1.0000
7.000 1.3617 0.01439 0.00718 -0.1002 0.2066 1.0000
7.250 1.3872 0.01464 0.00744 -0.0999 0.2048 1.0000
7.500 1.4124 0.01490 0.00772 -0.0995 0.2026 1.0000
7.750 1.4370 0.01520 0.00802 -0.0991 0.1993 1.0000
8.000 1.4607 0.01557 0.00837 -0.0986 0.1952 1.0000
8.250 1.4844 0.01593 0.00872 -0.0981 0.1917 1.0000
8.500 1.5093 0.01616 0.00899 -0.0977 0.1889 1.0000
8.750 1.5333 0.01645 0.00930 -0.0972 0.1843 1.0000
9.000 1.5560 0.01684 0.00967 -0.0966 0.1791 1.0000
9.250 1.5790 0.01719 0.01003 -0.0960 0.1751 1.0000
9.500 1.6018 0.01752 0.01039 -0.0954 0.1685 1.0000
9.750 1.6229 0.01797 0.01081 -0.0946 0.1595 1.0000
10.000 1.6418 0.01857 0.01132 -0.0936 0.1442 1.0000
10.250 1.6576 0.01935 0.01200 -0.0921 0.1304 1.0000
10.500 1.6721 0.02016 0.01276 -0.0905 0.1212 1.0000
11.000 1.6940 0.02186 0.01445 -0.0862 0.1080 1.0000
11.250 1.7030 0.02288 0.01547 -0.0841 0.1027 1.0000
11.500 1.7135 0.02387 0.01649 -0.0823 0.0981 1.0000
11.750 1.7226 0.02501 0.01767 -0.0806 0.0920 1.0000
12.000 1.7293 0.02643 0.01910 -0.0790 0.0847 1.0000
12.250 1.7179 0.02947 0.02196 -0.0765 0.0586 1.0000
12.500 1.6932 0.03413 0.02650 -0.0741 0.0288 1.0000
12.750 1.6826 0.03782 0.03023 -0.0730 0.0192 1.0000
13.000 1.6815 0.04068 0.03317 -0.0725 0.0171 1.0000
13.250 1.6823 0.04343 0.03601 -0.0722 0.0161 1.0000
13.500 1.6817 0.04642 0.03911 -0.0720 0.0153 1.0000
13.750 1.6792 0.04966 0.04245 -0.0718 0.0146 1.0000
14.000 1.6750 0.05317 0.04607 -0.0718 0.0141 1.0000
14.250 1.6712 0.05664 0.04964 -0.0718 0.0137 1.0000
14.500 1.6669 0.06022 0.05333 -0.0720 0.0134 1.0000
14.750 1.6616 0.06402 0.05725 -0.0722 0.0131 1.0000
15.000 1.6552 0.06806 0.06141 -0.0726 0.0129 1.0000
15.250 1.6476 0.07234 0.06581 -0.0732 0.0126 1.0000
15.500 1.6388 0.07691 0.07049 -0.0739 0.0124 1.0000
15.750 1.6291 0.08168 0.07538 -0.0748 0.0122 1.0000
16.000 1.6184 0.08668 0.08049 -0.0758 0.0120 1.0000
16.250 1.6067 0.09192 0.08587 -0.0769 0.0119 1.0000
16.500 1.5939 0.09741 0.09148 -0.0783 0.0117 1.0000
16.750 1.5802 0.10308 0.09727 -0.0798 0.0116 1.0000
17.000 1.5657 0.10899 0.10331 -0.0815 0.0115 1.0000
17.250 1.5500 0.11522 0.10966 -0.0834 0.0113 1.0000
17.500 1.5341 0.12158 0.11615 -0.0856 0.0112 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il)