USA 29 AIRFOIL (usa29-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: USA 29 AIRFOIL (usa29-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.55 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-usa29-il-50000.txt Download as CSV file: xf-usa29-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2809 0.12738 0.12071 -0.0342 1.0000 0.2113
-9.750 -0.2995 0.12774 0.12119 -0.0330 1.0000 0.2159
-9.500 -0.3138 0.12667 0.12024 -0.0316 1.0000 0.2180
-9.250 -0.2954 0.12181 0.11536 -0.0296 1.0000 0.2236
-9.000 -0.3049 0.12076 0.11439 -0.0278 1.0000 0.2296
-8.750 -0.3347 0.12208 0.11587 -0.0260 1.0000 0.2325
-8.500 -0.3179 0.11706 0.11086 -0.0241 1.0000 0.2379
-8.250 -0.3259 0.11584 0.10972 -0.0220 1.0000 0.2449
-8.000 -0.3569 0.11687 0.11091 -0.0197 1.0000 0.2480
-7.750 -0.3464 0.11277 0.10684 -0.0178 1.0000 0.2531
-7.500 -0.3531 0.11132 0.10547 -0.0154 1.0000 0.2589
-7.250 -0.3832 0.11190 0.10620 -0.0127 1.0000 0.2630
-7.000 -0.4243 0.11324 0.10772 -0.0091 1.0000 0.2641
-6.750 -0.3957 0.10775 0.10219 -0.0079 1.0000 0.2704
-6.500 -0.4141 0.10705 0.10159 -0.0050 1.0000 0.2753
-6.250 -0.4517 0.10772 0.10242 -0.0015 1.0000 0.2785
-6.000 -0.4743 0.10661 0.10141 0.0001 1.0000 0.2809
-5.750 -0.4640 0.10325 0.09804 0.0028 1.0000 0.2863
-5.500 -0.4831 0.10237 0.09723 0.0043 1.0000 0.2930
-4.750 -0.4494 0.09443 0.08913 -0.0074 0.9739 0.3264
-4.500 -0.4221 0.08960 0.08428 -0.0080 0.9653 0.3328
-4.250 -0.4092 0.08701 0.08160 -0.0125 0.9557 0.3441
-4.000 -0.3963 0.08401 0.07856 -0.0124 0.9463 0.3522
-3.750 -0.3791 0.08111 0.07558 -0.0151 0.9374 0.3632
-3.500 -0.3688 0.07870 0.07309 -0.0166 0.9280 0.3756
-3.250 -0.3120 0.06288 0.05565 -0.0442 0.9222 0.2008
-3.000 -0.2940 0.06053 0.05317 -0.0443 0.9135 0.1980
-2.750 -0.2682 0.05728 0.04953 -0.0461 0.9058 0.1948
-2.500 -0.2477 0.05457 0.04639 -0.0468 0.8977 0.1970
-2.250 -0.2216 0.05173 0.04290 -0.0480 0.8902 0.1997
-2.000 -0.2006 0.04996 0.04074 -0.0478 0.8822 0.2028
-1.750 -0.1751 0.04934 0.03998 -0.0480 0.8739 0.2087
-1.500 -0.1510 0.04817 0.03837 -0.0480 0.8661 0.2189
-1.250 -0.1267 0.04790 0.03790 -0.0479 0.8581 0.2335
-1.000 -0.1025 0.04785 0.03776 -0.0477 0.8501 0.2499
-0.750 -0.0813 0.04823 0.03818 -0.0470 0.8425 0.2695
-0.500 -0.0626 0.04889 0.03883 -0.0457 0.8350 0.2995
-0.250 -0.0419 0.04953 0.03943 -0.0447 0.8278 0.3341
0.000 -0.0280 0.04983 0.03961 -0.0431 0.8208 0.3657
0.250 -0.0005 0.04993 0.03961 -0.0433 0.8139 0.4140
0.500 0.0081 0.04994 0.03955 -0.0414 0.8075 0.4435
0.750 0.0680 0.04974 0.03907 -0.0476 0.7992 0.4935
1.000 0.0833 0.05014 0.03946 -0.0478 0.7926 0.5162
1.250 0.1369 0.05039 0.03968 -0.0532 0.7847 0.5574
1.500 0.1574 0.05093 0.04037 -0.0542 0.7779 0.5903
1.750 0.2906 0.05108 0.04172 -0.0756 0.7661 1.0000
2.000 0.2947 0.05259 0.04307 -0.0738 0.7602 1.0000
2.250 0.3288 0.05380 0.04402 -0.0756 0.7536 1.0000
2.500 0.3346 0.05540 0.04549 -0.0741 0.7483 1.0000
2.750 0.3428 0.05699 0.04695 -0.0729 0.7437 1.0000
3.000 0.3815 0.05820 0.04796 -0.0749 0.7369 1.0000
3.250 0.3786 0.06007 0.04975 -0.0726 0.7338 1.0000
3.500 0.3813 0.06194 0.05154 -0.0710 0.7318 1.0000
3.750 0.3870 0.06380 0.05333 -0.0698 0.7300 1.0000
4.000 0.3927 0.06587 0.05532 -0.0689 0.7311 1.0000
4.250 0.4031 0.06813 0.05752 -0.0686 0.7342 1.0000
4.500 0.3047 0.07250 0.06213 -0.0603 0.8388 1.0000
4.750 0.3355 0.07527 0.06478 -0.0625 0.8316 1.0000
5.000 0.3374 0.07610 0.06556 -0.0604 0.8242 1.0000
5.250 0.3683 0.07888 0.06824 -0.0625 0.8159 1.0000
5.500 0.3696 0.07972 0.06905 -0.0604 0.8078 1.0000
5.750 0.3985 0.08250 0.07177 -0.0623 0.8004 1.0000
6.000 0.4006 0.08344 0.07268 -0.0603 0.7913 1.0000
6.250 0.4345 0.08682 0.07601 -0.0628 0.7838 1.0000
6.500 0.4316 0.08729 0.07648 -0.0603 0.7739 1.0000
6.750 0.4623 0.09070 0.07985 -0.0624 0.7674 1.0000
7.000 0.4655 0.09146 0.08062 -0.0606 0.7555 1.0000
7.250 0.4768 0.09352 0.08268 -0.0602 0.7483 1.0000
7.500 0.4982 0.09586 0.08502 -0.0609 0.7384 1.0000
7.750 0.5022 0.09728 0.08645 -0.0596 0.7282 1.0000
8.000 0.5358 0.10100 0.09021 -0.0618 0.7211 1.0000
8.250 0.5325 0.10160 0.09083 -0.0596 0.7096 1.0000
8.500 0.5440 0.10388 0.09313 -0.0593 0.7015 1.0000
8.750 0.5670 0.10656 0.09585 -0.0602 0.6914 1.0000
9.000 0.5673 0.10795 0.09728 -0.0587 0.6811 1.0000
9.250 0.6009 0.11206 0.10145 -0.0608 0.6743 1.0000
9.500 0.5963 0.11267 0.10211 -0.0588 0.6622 1.0000
9.750 0.6034 0.11490 0.10439 -0.0582 0.6538 1.0000
10.000 0.6275 0.11798 0.10755 -0.0592 0.6443 1.0000
10.250 0.6251 0.11937 0.10900 -0.0578 0.6338 1.0000
10.500 0.6590 0.12386 0.11360 -0.0598 0.6271 1.0000
10.750 0.6488 0.12430 0.11408 -0.0577 0.6156 1.0000
11.000 0.6620 0.12733 0.11719 -0.0580 0.6086 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to USA 29 AIRFOIL (usa29-il)