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

GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 77.16 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe29b-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-goe29b-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.2004   0.10429   0.10100  -0.0241   1.0000   0.0422
  -8.250  -0.1935   0.10188   0.09864  -0.0255   1.0000   0.0430
  -8.000  -0.1919   0.10023   0.09707  -0.0265   1.0000   0.0438
  -7.750  -0.1831   0.09890   0.09578  -0.0341   0.9855   0.0442
  -7.500  -0.1595   0.09433   0.09121  -0.0400   0.9711   0.0445
  -7.250  -0.1365   0.08963   0.08650  -0.0405   0.9600   0.0450
  -7.000  -0.1169   0.08627   0.08312  -0.0431   0.9412   0.0458
  -6.750  -0.1030   0.08356   0.08037  -0.0450   0.9198   0.0465
  -6.500  -0.0921   0.08112   0.07788  -0.0464   0.8966   0.0473
  -6.250  -0.0802   0.07867   0.07537  -0.0482   0.8752   0.0483
  -6.000  -0.0635   0.07624   0.07285  -0.0523   0.8549   0.0496
  -5.750  -0.0249   0.07387   0.07025  -0.0687   0.8349   0.0504
  -5.500  -0.0177   0.07034   0.06670  -0.0651   0.8191   0.0506
  -5.250  -0.0067   0.06741   0.06374  -0.0632   0.8035   0.0510
  -5.000   0.0094   0.06484   0.06110  -0.0636   0.7884   0.0518
  -4.750   0.0299   0.06233   0.05849  -0.0657   0.7738   0.0530
  -4.500   0.0540   0.05972   0.05576  -0.0689   0.7598   0.0544
  -4.250   0.1163   0.05756   0.05315  -0.0844   0.7455   0.0571
  -4.000   0.1322   0.05390   0.04949  -0.0843   0.7321   0.0575
  -3.750   0.1478   0.05110   0.04666  -0.0836   0.7194   0.0579
  -3.500   0.1684   0.04875   0.04422  -0.0841   0.7074   0.0587
  -3.250   0.1938   0.04657   0.04191  -0.0857   0.6952   0.0600
  -3.000   0.2240   0.04444   0.03965  -0.0884   0.6831   0.0625
  -2.750   0.2731   0.04219   0.03694  -0.0950   0.6724   0.0655
  -2.500   0.2934   0.03974   0.03446  -0.0952   0.6614   0.0662
  -2.250   0.3179   0.03783   0.03248  -0.0959   0.6502   0.0674
  -2.000   0.3461   0.03616   0.03063  -0.0971   0.6402   0.0695
  -1.750   0.3934   0.03531   0.02923  -0.1007   0.6292   0.0745
  -1.500   0.4153   0.03262   0.02656  -0.1012   0.6202   0.0755
  -1.250   0.4404   0.03103   0.02494  -0.1017   0.6108   0.0773
  -1.000   0.4706   0.02995   0.02367  -0.1025   0.6026   0.0821
  -0.750   0.5045   0.02841   0.02184  -0.1038   0.5936   0.0864
  -0.500   0.5310   0.02709   0.02046  -0.1042   0.5853   0.0889
  -0.250   0.5659   0.02666   0.01963  -0.1048   0.5764   0.0977
   0.000   0.5916   0.02491   0.01788  -0.1053   0.5697   0.1002
   0.250   0.6233   0.02453   0.01725  -0.1056   0.5610   0.1116
   0.500   0.6490   0.02311   0.01582  -0.1059   0.5538   0.1168
   0.750   0.6783   0.02229   0.01491  -0.1063   0.5450   0.1295
   1.000   0.7070   0.02156   0.01402  -0.1064   0.5380   0.1440
   1.250   0.7351   0.02082   0.01322  -0.1067   0.5303   0.1608
   1.750   0.8011   0.01936   0.01090  -0.1057   0.5169   0.1107
   2.000   0.8300   0.01800   0.00950  -0.1058   0.5095   0.1033
   2.250   0.8585   0.01757   0.00888  -0.1055   0.5032   0.1051
   2.500   0.8868   0.01711   0.00835  -0.1052   0.4954   0.1051
   2.750   0.9147   0.01688   0.00800  -0.1049   0.4882   0.1085
   3.000   0.9424   0.01669   0.00774  -0.1046   0.4805   0.1108
   3.250   0.9696   0.01632   0.00740  -0.1044   0.4725   0.1146
   3.500   0.9966   0.01624   0.00732  -0.1041   0.4642   0.1199
   3.750   1.0236   0.01616   0.00721  -0.1037   0.4553   0.1234
   4.000   1.0502   0.01606   0.00717  -0.1034   0.4457   0.1292
   4.250   1.0767   0.01610   0.00715  -0.1031   0.4360   0.1360
   4.500   1.1028   0.01609   0.00720  -0.1027   0.4238   0.1430
   4.750   1.1286   0.01618   0.00728  -0.1022   0.4103   0.1562
   5.000   1.1540   0.01625   0.00736  -0.1018   0.3955   0.1845
   5.250   1.1766   0.01525   0.00748  -0.1007   0.3806   1.0000
   5.500   1.2014   0.01557   0.00766  -0.1001   0.3651   1.0000
   5.750   1.2258   0.01592   0.00788  -0.0995   0.3510   1.0000
   6.000   1.2502   0.01628   0.00815  -0.0989   0.3378   1.0000
   6.250   1.2747   0.01666   0.00849  -0.0984   0.3265   1.0000
   6.500   1.2986   0.01710   0.00882  -0.0978   0.3174   1.0000
   6.750   1.3226   0.01751   0.00919  -0.0973   0.3089   1.0000
   7.000   1.3462   0.01800   0.00960  -0.0967   0.3021   1.0000
   7.250   1.3701   0.01844   0.01004  -0.0961   0.2957   1.0000
   7.500   1.3931   0.01898   0.01049  -0.0955   0.2905   1.0000
   7.750   1.4167   0.01948   0.01100  -0.0949   0.2855   1.0000
   8.000   1.4399   0.01996   0.01152  -0.0943   0.2804   1.0000
   8.250   1.4624   0.02056   0.01203  -0.0937   0.2757   1.0000
   8.500   1.4852   0.02114   0.01263  -0.0930   0.2712   1.0000
   8.750   1.5075   0.02166   0.01322  -0.0923   0.2667   1.0000
   9.000   1.5295   0.02225   0.01382  -0.0916   0.2624   1.0000
   9.250   1.5522   0.02303   0.01449  -0.0911   0.2579   1.0000
   9.500   1.5720   0.02355   0.01517  -0.0901   0.2531   1.0000
   9.750   1.5914   0.02414   0.01581  -0.0891   0.2473   1.0000
  10.000   1.6116   0.02496   0.01654  -0.0883   0.2414   1.0000
  10.250   1.6281   0.02552   0.01727  -0.0868   0.2360   1.0000
  10.500   1.6452   0.02619   0.01796  -0.0856   0.2306   1.0000
  10.750   1.6634   0.02706   0.01880  -0.0846   0.2252   1.0000
  11.000   1.6757   0.02770   0.01963  -0.0827   0.2199   1.0000
  11.250   1.6877   0.02842   0.02040  -0.0807   0.2148   1.0000
  11.500   1.7021   0.02935   0.02128  -0.0792   0.2098   1.0000
  11.750   1.7076   0.03017   0.02232  -0.0766   0.2052   1.0000
  12.000   1.7153   0.03110   0.02336  -0.0745   0.2005   1.0000
  12.250   1.7244   0.03215   0.02437  -0.0728   0.1956   1.0000
  12.500   1.7281   0.03339   0.02582  -0.0709   0.1908   1.0000
  12.750   1.7330   0.03470   0.02727  -0.0693   0.1858   1.0000
  13.000   1.7383   0.03613   0.02872  -0.0680   0.1815   1.0000
  13.250   1.7429   0.03776   0.03052  -0.0668   0.1769   1.0000
  13.500   1.7472   0.03950   0.03243  -0.0659   0.1719   1.0000
  13.750   1.7497   0.04148   0.03447  -0.0651   0.1675   1.0000
  14.000   1.7526   0.04360   0.03675  -0.0646   0.1623   1.0000
  14.250   1.7545   0.04593   0.03921  -0.0643   0.1568   1.0000
  14.500   1.7529   0.04872   0.04204  -0.0641   0.1521   1.0000
  14.750   1.7536   0.05142   0.04491  -0.0640   0.1461   1.0000
  15.000   1.7466   0.05504   0.04856  -0.0643   0.1402   1.0000
  15.250   1.7428   0.05839   0.05203  -0.0644   0.1343   1.0000
  15.500   1.7337   0.06247   0.05616  -0.0648   0.1291   1.0000
  15.750   1.7258   0.06651   0.06029  -0.0652   0.1241   1.0000
  16.000   1.7144   0.07113   0.06499  -0.0660   0.1185   1.0000
  16.250   1.7014   0.07606   0.06997  -0.0668   0.1142   1.0000
  16.500   1.6923   0.08060   0.07465  -0.0677   0.1089   1.0000
  16.750   1.6763   0.08623   0.08034  -0.0690   0.1043   1.0000
  17.000   1.6646   0.09141   0.08566  -0.0703   0.0982   1.0000
  17.250   1.6481   0.09736   0.09171  -0.0720   0.0929   1.0000
  17.500   1.6347   0.10299   0.09747  -0.0737   0.0850   1.0000
  17.750   1.6146   0.10979   0.10434  -0.0760   0.0741   1.0000
  18.000   1.5893   0.11757   0.11216  -0.0790   0.0631   1.0000
  18.250   1.5624   0.12586   0.12048  -0.0824   0.0547   1.0000
<< Back to GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il)