USA 29 AIRFOIL (usa29-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 29 AIRFOIL (usa29-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 50.4 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa29-il-100000.txt Download as CSV file: xf-usa29-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: USA 29 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3292 0.11928 0.11479 -0.0321 1.0000 0.1231
-9.250 -0.3585 0.11956 0.11521 -0.0318 1.0000 0.1243
-9.000 -0.3925 0.11992 0.11570 -0.0313 1.0000 0.1249
-8.750 -0.3559 0.11328 0.10900 -0.0276 1.0000 0.1279
-8.500 -0.3558 0.11138 0.10714 -0.0253 1.0000 0.1303
-8.250 -0.3560 0.10928 0.10508 -0.0253 0.9986 0.1339
-8.000 -0.3753 0.10740 0.10325 -0.0372 0.9868 0.1397
-7.750 -0.3288 0.10103 0.09680 -0.0372 0.9846 0.1438
-7.500 -0.3087 0.09768 0.09342 -0.0412 0.9769 0.1506
-7.250 -0.3327 0.09471 0.09048 -0.0524 0.9594 0.1557
-7.000 -0.2884 0.09021 0.08592 -0.0507 0.9580 0.1596
-6.500 -0.2515 0.08259 0.07821 -0.0606 0.9398 0.1744
-6.000 -0.2302 0.07598 0.07151 -0.0671 0.9143 0.1881
-5.750 -0.1963 0.07250 0.06795 -0.0703 0.9095 0.1955
-5.500 -0.2425 0.05224 0.04677 -0.0828 0.8884 0.1261
-5.250 -0.2212 0.04787 0.04213 -0.0841 0.8806 0.1228
-5.000 -0.2113 0.04364 0.03756 -0.0832 0.8702 0.1197
-4.750 -0.1930 0.03788 0.03100 -0.0836 0.8641 0.1162
-4.500 -0.1806 0.03544 0.02806 -0.0814 0.8532 0.1162
-4.250 -0.1450 0.03324 0.02539 -0.0828 0.8486 0.1196
-4.000 -0.1275 0.03195 0.02369 -0.0810 0.8382 0.1219
-3.750 -0.0882 0.03013 0.02135 -0.0826 0.8337 0.1244
-3.500 -0.0607 0.02881 0.01989 -0.0825 0.8260 0.1275
-3.250 -0.0250 0.02775 0.01876 -0.0836 0.8198 0.1332
-3.000 0.0237 0.02637 0.01721 -0.0870 0.8170 0.1431
-2.750 0.0426 0.02599 0.01684 -0.0852 0.8066 0.1505
-2.500 0.0863 0.02488 0.01571 -0.0876 0.8026 0.1680
-2.250 0.1315 0.02380 0.01484 -0.0902 0.7997 0.2106
-2.000 0.1425 0.02399 0.01516 -0.0869 0.7879 0.2445
-1.750 0.1830 0.02390 0.01513 -0.0883 0.7843 0.2838
-1.500 0.1934 0.02452 0.01575 -0.0849 0.7728 0.3019
-1.250 0.2333 0.02454 0.01566 -0.0862 0.7689 0.3303
-1.000 0.2445 0.02501 0.01609 -0.0831 0.7580 0.3462
-0.750 0.2835 0.02468 0.01564 -0.0845 0.7538 0.3715
-0.500 0.2968 0.02491 0.01580 -0.0818 0.7438 0.3874
-0.250 0.3352 0.02421 0.01508 -0.0835 0.7390 0.4083
0.000 0.3554 0.02413 0.01497 -0.0821 0.7306 0.4245
0.250 0.3899 0.02359 0.01436 -0.0832 0.7246 0.4423
0.500 0.4322 0.02288 0.01357 -0.0856 0.7202 0.4621
0.750 0.4480 0.02300 0.01373 -0.0836 0.7104 0.4772
1.000 0.5043 0.02210 0.01289 -0.0889 0.7064 0.5008
1.250 0.5312 0.02229 0.01315 -0.0893 0.6971 0.5176
1.500 0.5820 0.02169 0.01259 -0.0936 0.6919 0.5408
1.750 0.6042 0.02188 0.01288 -0.0928 0.6837 0.5578
2.000 0.6363 0.02151 0.01269 -0.0935 0.6776 0.5898
2.250 0.8203 0.02065 0.01260 -0.1257 0.6693 1.0000
2.500 0.8462 0.02090 0.01276 -0.1253 0.6623 1.0000
2.750 0.8710 0.02123 0.01301 -0.1247 0.6559 1.0000
3.000 0.8895 0.02172 0.01347 -0.1231 0.6482 1.0000
3.250 0.9237 0.02177 0.01339 -0.1240 0.6431 1.0000
3.500 0.9310 0.02265 0.01434 -0.1206 0.6346 1.0000
3.750 0.9608 0.02282 0.01443 -0.1208 0.6290 1.0000
4.000 0.9740 0.02356 0.01522 -0.1184 0.6217 1.0000
4.250 0.9950 0.02401 0.01567 -0.1172 0.6153 1.0000
4.500 1.0263 0.02423 0.01581 -0.1177 0.6105 1.0000
4.750 1.0289 0.02529 0.01699 -0.1135 0.6024 1.0000
5.000 1.0578 0.02552 0.01720 -0.1136 0.5970 1.0000
5.250 1.0674 0.02645 0.01821 -0.1107 0.5904 1.0000
5.500 1.0832 0.02712 0.01893 -0.1087 0.5840 1.0000
5.750 1.1184 0.02719 0.01896 -0.1097 0.5795 1.0000
6.000 1.1102 0.02873 0.02068 -0.1041 0.5716 1.0000
6.250 1.1351 0.02910 0.02108 -0.1035 0.5663 1.0000
6.500 1.1581 0.02962 0.02164 -0.1027 0.5612 1.0000
6.750 1.1507 0.03115 0.02331 -0.0973 0.5535 1.0000
7.000 1.1851 0.03119 0.02339 -0.0982 0.5489 1.0000
7.250 1.1754 0.03293 0.02527 -0.0925 0.5419 1.0000
7.500 1.1962 0.03328 0.02570 -0.0912 0.5353 1.0000
7.750 1.2196 0.03291 0.02537 -0.0897 0.5254 1.0000
8.000 1.2685 0.03035 0.02273 -0.0909 0.5088 1.0000
8.250 1.3002 0.02914 0.02148 -0.0903 0.4956 1.0000
8.500 1.3286 0.02815 0.02046 -0.0893 0.4824 1.0000
8.750 1.3475 0.02742 0.01973 -0.0868 0.4681 1.0000
9.000 1.3484 0.02747 0.01989 -0.0816 0.4554 1.0000
9.250 1.3527 0.02684 0.01920 -0.0765 0.4370 1.0000
9.500 1.3445 0.02695 0.01937 -0.0697 0.4228 1.0000
9.750 1.3316 0.02716 0.01959 -0.0624 0.4056 1.0000
10.000 1.3193 0.02780 0.02032 -0.0560 0.3876 1.0000
10.250 1.3065 0.02872 0.02125 -0.0500 0.3646 1.0000
10.500 1.2925 0.03011 0.02260 -0.0445 0.3360 1.0000
10.750 1.2746 0.03212 0.02444 -0.0394 0.2948 1.0000
11.000 1.2542 0.03484 0.02686 -0.0349 0.2466 1.0000
11.250 1.2283 0.03848 0.03016 -0.0309 0.1961 1.0000
11.500 1.1995 0.04293 0.03427 -0.0278 0.1476 1.0000
11.750 1.1712 0.04787 0.03892 -0.0256 0.1080 1.0000
12.000 1.1513 0.05237 0.04329 -0.0241 0.0895 1.0000
12.250 1.1339 0.05689 0.04774 -0.0230 0.0790 1.0000
12.500 1.1226 0.06092 0.05180 -0.0222 0.0733 1.0000
12.750 1.1104 0.06518 0.05610 -0.0217 0.0694 1.0000
13.000 1.1024 0.06905 0.06008 -0.0213 0.0672 1.0000
13.250 1.0954 0.07287 0.06402 -0.0209 0.0645 1.0000
13.500 1.0894 0.07659 0.06783 -0.0206 0.0624 1.0000
13.750 1.0848 0.08007 0.07138 -0.0203 0.0607 1.0000
14.000 1.0831 0.08296 0.07429 -0.0196 0.0589 1.0000
14.250 1.0917 0.08410 0.07540 -0.0180 0.0569 1.0000
14.500 1.1052 0.08476 0.07610 -0.0164 0.0544 1.0000
14.750 1.1238 0.08459 0.07588 -0.0143 0.0519 1.0000
15.000 1.1598 0.08206 0.07318 -0.0106 0.0498 1.0000
15.250 1.2365 0.07690 0.06777 -0.0052 0.0476 1.0000
15.500 1.2522 0.07848 0.06954 -0.0042 0.0469 1.0000
15.750 1.2671 0.08035 0.07164 -0.0032 0.0462 1.0000
16.000 1.2822 0.08247 0.07397 -0.0022 0.0458 1.0000
16.250 1.2941 0.08518 0.07693 -0.0012 0.0458 1.0000
16.500 1.3013 0.08833 0.08031 -0.0005 0.0462 1.0000
16.750 1.3037 0.09203 0.08425 0.0000 0.0466 1.0000
17.000 1.3051 0.09617 0.08863 0.0004 0.0471 1.0000
17.250 1.3235 0.10055 0.09319 0.0009 0.0480 1.0000
17.500 1.3040 0.10411 0.09701 0.0006 0.0484 1.0000
17.750 1.2817 0.10862 0.10179 -0.0004 0.0489 1.0000
18.000 1.2495 0.11457 0.10808 -0.0027 0.0497 1.0000
18.250 1.2104 0.12252 0.11638 -0.0064 0.0504 1.0000
18.500 1.1719 0.13165 0.12584 -0.0113 0.0513 1.0000
18.750 1.1342 0.14193 0.13639 -0.0171 0.0522 1.0000
19.000 1.0947 0.15378 0.14846 -0.0244 0.0533 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 29 AIRFOIL (usa29-il)