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

GOE 529 AIRFOIL (goe529-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 529 AIRFOIL (goe529-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 12.94 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe529-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe529-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 529 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  -0.2675   0.12917   0.12216  -0.0346   1.0000   0.1203
 -10.250  -0.2751   0.12941   0.12251  -0.0361   1.0000   0.1222
 -10.000  -0.2864   0.13023   0.12347  -0.0375   1.0000   0.1228
  -9.750  -0.2568   0.12069   0.11388  -0.0353   1.0000   0.1271
  -9.500  -0.2519   0.11793   0.11118  -0.0350   1.0000   0.1319
  -9.250  -0.2562   0.11691   0.11027  -0.0354   1.0000   0.1361
  -9.000  -0.2704   0.11764   0.11117  -0.0361   1.0000   0.1377
  -8.750  -0.2564   0.11199   0.10556  -0.0348   1.0000   0.1410
  -8.500  -0.2506   0.10893   0.10257  -0.0336   1.0000   0.1465
  -8.250  -0.2579   0.10787   0.10165  -0.0327   1.0000   0.1504
  -8.000  -0.2773   0.10842   0.10239  -0.0311   1.0000   0.1524
  -7.750  -0.3020   0.10929   0.10347  -0.0281   1.0000   0.1529
  -7.500  -0.3274   0.11009   0.10447  -0.0251   1.0000   0.1532
  -7.250  -0.3010   0.10296   0.09732  -0.0227   1.0000   0.1587
  -7.000  -0.3185   0.10256   0.09707  -0.0189   1.0000   0.1607
  -6.750  -0.3387   0.10243   0.09708  -0.0155   1.0000   0.1626
  -6.500  -0.3575   0.10220   0.09697  -0.0132   1.0000   0.1648
  -6.250  -0.3771   0.10228   0.09716  -0.0127   1.0000   0.1670
  -6.000  -0.3956   0.10293   0.09788  -0.0156   1.0000   0.1685
  -5.750  -0.3928   0.09848   0.09350  -0.0107   1.0000   0.1714
  -5.500  -0.3946   0.09624   0.09130  -0.0085   1.0000   0.1760
  -5.250  -0.4005   0.09523   0.09030  -0.0113   1.0000   0.1824
  -5.000  -0.4014   0.09233   0.08746  -0.0109   1.0000   0.1863
  -4.750  -0.4001   0.08996   0.08510  -0.0093   1.0000   0.1941
  -4.500  -0.3894   0.08695   0.08207  -0.0123   0.9974   0.2031
  -4.250  -0.3616   0.08320   0.07826  -0.0178   0.9889   0.2186
  -4.000  -0.3338   0.07962   0.07462  -0.0228   0.9804   0.2350
  -3.750  -0.3001   0.07659   0.07144  -0.0312   0.9712   0.2603
  -3.500  -0.2833   0.07319   0.06806  -0.0309   0.9628   0.2787
  -3.250  -0.2588   0.07017   0.06500  -0.0328   0.9547   0.3117
  -3.000  -0.2411   0.06778   0.06258  -0.0342   0.9456   0.3531
  -2.750  -0.2262   0.06500   0.05985  -0.0321   0.9376   0.3912
  -2.500  -0.2172   0.06255   0.05746  -0.0286   0.9293   0.4476
  -1.750  -0.2053   0.05595   0.05108  -0.0119   0.9053   0.6094
  -1.500  -0.1920   0.05359   0.04875  -0.0083   0.8975   0.6555
  -1.250   0.1020   0.04770   0.03953  -0.0861   0.8822   0.2101
  -1.000   0.1343   0.04629   0.03761  -0.0877   0.8724   0.1951
  -0.750   0.1809   0.04486   0.03545  -0.0909   0.8641   0.1830
  -0.500   0.2119   0.04394   0.03422  -0.0919   0.8541   0.1818
  -0.250   0.2412   0.04338   0.03339  -0.0927   0.8444   0.1866
   0.000   0.2865   0.04265   0.03230  -0.0953   0.8360   0.1967
   0.250   0.3045   0.04258   0.03208  -0.0943   0.8253   0.2027
   0.500   0.3388   0.04242   0.03170  -0.0956   0.8158   0.2225
   0.750   0.3817   0.04190   0.03108  -0.0978   0.8068   0.2624
   1.000   0.4013   0.04200   0.03138  -0.0972   0.7965   0.3137
   1.250   0.4546   0.03966   0.03052  -0.1003   0.7890   1.0000
   1.500   0.4701   0.04082   0.03126  -0.0991   0.7782   1.0000
   1.750   0.4876   0.04201   0.03217  -0.0982   0.7677   1.0000
   2.000   0.5277   0.04271   0.03256  -0.0999   0.7592   1.0000
   2.250   0.5353   0.04415   0.03388  -0.0982   0.7482   1.0000
   2.500   0.5507   0.04552   0.03510  -0.0973   0.7382   1.0000
   2.750   0.5933   0.04607   0.03548  -0.0991   0.7296   1.0000
   3.000   0.5934   0.04790   0.03725  -0.0968   0.7186   1.0000
   3.250   0.6085   0.04938   0.03865  -0.0960   0.7089   1.0000
   3.500   0.6473   0.05001   0.03917  -0.0972   0.7001   1.0000
   3.750   0.6448   0.05215   0.04128  -0.0950   0.6894   1.0000
   4.000   0.6618   0.05365   0.04272  -0.0944   0.6797   1.0000
   4.250   0.6954   0.05447   0.04351  -0.0949   0.6705   1.0000
   4.500   0.6907   0.05695   0.04597  -0.0929   0.6604   1.0000
   4.750   0.7129   0.05835   0.04735  -0.0928   0.6512   1.0000
   5.000   0.7263   0.06016   0.04916  -0.0921   0.6421   1.0000
   5.250   0.7302   0.06251   0.05151  -0.0910   0.6330   1.0000
   5.500   0.7651   0.06341   0.05244  -0.0915   0.6246   1.0000
   5.750   0.7503   0.06682   0.05586  -0.0897   0.6162   1.0000
   6.000   0.7862   0.06777   0.05683  -0.0902   0.6078   1.0000
   6.250   0.7667   0.07166   0.06075  -0.0887   0.6014   1.0000
   6.500   0.7920   0.07336   0.06248  -0.0889   0.5946   1.0000
   6.750   0.7848   0.07678   0.06594  -0.0881   0.5892   1.0000
   7.000   0.7812   0.08014   0.06934  -0.0877   0.5856   1.0000
   7.250   0.7788   0.08388   0.07313  -0.0879   0.5871   1.0000
   7.500   0.7820   0.08760   0.07693  -0.0884   0.5902   1.0000
   7.750   0.7979   0.09114   0.08055  -0.0896   0.5930   1.0000
   8.000   0.7087   0.09951   0.08897  -0.0909   0.6749   1.0000
   8.250   0.7310   0.10292   0.09243  -0.0921   0.6684   1.0000
   8.500   0.7408   0.10505   0.09465  -0.0917   0.6564   1.0000
   8.750   0.7420   0.10732   0.09698  -0.0910   0.6470   1.0000
   9.000   0.7675   0.11090   0.10064  -0.0922   0.6381   1.0000
   9.250   0.7846   0.11360   0.10342  -0.0923   0.6232   1.0000
   9.500   0.7979   0.11608   0.10598  -0.0921   0.6077   1.0000
   9.750   0.8123   0.11872   0.10874  -0.0920   0.5924   1.0000
  10.000   0.8315   0.12175   0.11188  -0.0923   0.5777   1.0000
  10.250   0.8209   0.12350   0.11370  -0.0912   0.5661   1.0000
  10.500   0.8248   0.12646   0.11675  -0.0912   0.5546   1.0000
<< Back to GOE 529 AIRFOIL (goe529-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 529 AIRFOIL (goe529-il)