Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to USA 29 AIRFOIL (usa29-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to USA 29 AIRFOIL (usa29-il)