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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 22.88 at α=4.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe29b-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe29b-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.2617   0.13492   0.12788  -0.0170   1.0000   0.0946
 -10.250  -0.2603   0.13438   0.12739  -0.0192   1.0000   0.0960
 -10.000  -0.2633   0.13499   0.12809  -0.0219   1.0000   0.0966
  -9.750  -0.2529   0.13042   0.12359  -0.0225   1.0000   0.0974
  -9.500  -0.2344   0.12394   0.11712  -0.0217   1.0000   0.0995
  -9.250  -0.2246   0.12062   0.11385  -0.0222   1.0000   0.1016
  -9.000  -0.2172   0.11799   0.11128  -0.0230   1.0000   0.1040
  -8.750  -0.2121   0.11592   0.10929  -0.0241   1.0000   0.1066
  -8.500  -0.2124   0.11519   0.10867  -0.0256   1.0000   0.1089
  -8.250  -0.2218   0.11612   0.10976  -0.0268   1.0000   0.1099
  -8.000  -0.2379   0.11743   0.11128  -0.0267   1.0000   0.1103
  -7.750  -0.2082   0.10847   0.10231  -0.0251   1.0000   0.1130
  -7.500  -0.2087   0.10632   0.10029  -0.0232   1.0000   0.1150
  -7.250  -0.2198   0.10559   0.09971  -0.0203   1.0000   0.1164
  -7.000  -0.2383   0.10565   0.09994  -0.0165   1.0000   0.1172
  -6.750  -0.2579   0.10587   0.10032  -0.0130   1.0000   0.1179
  -6.500  -0.2766   0.10603   0.10061  -0.0101   1.0000   0.1187
  -6.250  -0.2927   0.10596   0.10067  -0.0080   1.0000   0.1197
  -6.000  -0.3058   0.10567   0.10048  -0.0068   1.0000   0.1209
  -5.750  -0.3133   0.10529   0.10017  -0.0078   0.9993   0.1227
  -5.500  -0.2704   0.10181   0.09662  -0.0223   0.9853   0.1259
  -5.250  -0.2425   0.09638   0.09118  -0.0237   0.9757   0.1299
  -5.000  -0.2055   0.09313   0.08786  -0.0327   0.9629   0.1371
  -4.750  -0.1671   0.08936   0.08404  -0.0422   0.9509   0.1423
  -4.500  -0.1367   0.08572   0.08037  -0.0463   0.9391   0.1501
  -4.250  -0.1005   0.08311   0.07766  -0.0558   0.9252   0.1570
  -4.000  -0.0731   0.07957   0.07412  -0.0582   0.9143   0.1643
  -3.750  -0.0285   0.07618   0.07063  -0.0671   0.9036   0.1742
  -3.500   0.0076   0.07475   0.06905  -0.0751   0.8896   0.1871
  -3.250   0.0252   0.07123   0.06560  -0.0741   0.8794   0.1946
  -3.000   0.0651   0.06834   0.06264  -0.0800   0.8696   0.2124
  -2.750   0.0965   0.06741   0.06154  -0.0860   0.8565   0.2357
  -2.500   0.1335   0.06312   0.05732  -0.0882   0.8501   0.2597
  -2.250   0.1479   0.06234   0.05649  -0.0896   0.8369   0.2865
  -2.000   0.1677   0.06022   0.05440  -0.0898   0.8280   0.3210
  -1.500   0.1867   0.05668   0.05105  -0.0843   0.8096   0.4147
  -1.250   0.1965   0.05510   0.04956  -0.0812   0.8009   0.4732
  -1.000   0.2027   0.05354   0.04809  -0.0770   0.7934   0.5200
  -0.750   0.2073   0.05264   0.04727  -0.0738   0.7846   0.5601
  -0.500   0.2367   0.05050   0.04514  -0.0730   0.7787   0.6183
  -0.250   0.2330   0.05053   0.04525  -0.0702   0.7686   0.6337
   0.000   0.2881   0.04791   0.04256  -0.0745   0.7622   0.6668
   0.250   0.3163   0.04789   0.04247  -0.0791   0.7497   0.6649
   0.500   0.4956   0.04614   0.03943  -0.1135   0.7307   0.4900
   0.750   0.5722   0.04629   0.03855  -0.1224   0.7154   0.3499
   1.000   0.6144   0.04597   0.03773  -0.1238   0.7028   0.2943
   1.250   0.6659   0.04454   0.03580  -0.1250   0.6945   0.2623
   1.500   0.6851   0.04541   0.03646  -0.1244   0.6818   0.2468
   1.750   0.7187   0.04523   0.03591  -0.1241   0.6719   0.2343
   2.000   0.7509   0.04462   0.03512  -0.1236   0.6617   0.2331
   2.250   0.7711   0.04526   0.03560  -0.1227   0.6490   0.2306
   2.500   0.8188   0.04338   0.03332  -0.1220   0.6417   0.2331
   2.750   0.8354   0.04434   0.03418  -0.1207   0.6270   0.2361
   3.000   0.8551   0.04493   0.03473  -0.1194   0.6132   0.2387
   3.250   0.8970   0.04329   0.03289  -0.1180   0.6054   0.2516
   3.500   0.9142   0.04411   0.03380  -0.1167   0.5908   0.2595
   3.750   0.9306   0.04525   0.03494  -0.1153   0.5758   0.2691
   4.000   0.9501   0.04600   0.03578  -0.1141   0.5616   0.2885
   4.250   0.9946   0.04347   0.03392  -0.1133   0.5540   0.4475
   4.500   1.0039   0.04472   0.03557  -0.1108   0.5387   1.0000
   4.750   1.0150   0.04687   0.03755  -0.1093   0.5240   1.0000
   5.000   1.0236   0.04947   0.04000  -0.1081   0.5112   1.0000
   5.250   1.0608   0.04885   0.03901  -0.1068   0.5041   1.0000
   5.500   1.0442   0.05446   0.04474  -0.1061   0.4904   1.0000
   5.750   1.0857   0.05330   0.04332  -0.1048   0.4848   1.0000
   6.000   1.0477   0.06148   0.05171  -0.1047   0.4719   1.0000
   6.250   0.9638   0.07573   0.06628  -0.1075   0.4630   1.0000
   6.500   0.9407   0.08258   0.07319  -0.1086   0.4597   1.0000
   6.750   0.9786   0.08237   0.07274  -0.1072   0.4537   1.0000
   7.000   0.9578   0.08898   0.07939  -0.1082   0.4505   1.0000
   7.250   0.9379   0.09550   0.08597  -0.1094   0.4499   1.0000
   7.500   0.9271   0.10102   0.09152  -0.1104   0.4498   1.0000
   7.750   0.9188   0.10617   0.09668  -0.1113   0.4497   1.0000
   8.000   0.9185   0.11087   0.10140  -0.1121   0.4506   1.0000
   8.250   0.9222   0.11541   0.10593  -0.1129   0.4516   1.0000
   8.500   0.6727   0.12950   0.12173  -0.0975   0.5187   1.0000
   8.750   0.6617   0.13064   0.12285  -0.0957   0.5059   1.0000
<< Back to GOE 29B AIRFOIL (goe29b-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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