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

GOE 769 AIRFOIL (goe769-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 769 AIRFOIL (goe769-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 16.58 at α=1.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe769-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe769-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 769 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  -0.2411   0.13003   0.12282  -0.0130   1.0000   0.1712
 -10.250  -0.2459   0.12947   0.12235  -0.0148   1.0000   0.1759
 -10.000  -0.2702   0.13204   0.12505  -0.0179   1.0000   0.1776
  -9.750  -0.2294   0.12256   0.11559  -0.0158   1.0000   0.1814
  -9.500  -0.2157   0.11914   0.11224  -0.0156   1.0000   0.1861
  -9.250  -0.2127   0.11715   0.11034  -0.0164   1.0000   0.1918
  -9.000  -0.2344   0.11873   0.11208  -0.0189   1.0000   0.1958
  -8.750  -0.2158   0.11319   0.10662  -0.0184   1.0000   0.1986
  -8.500  -0.1953   0.10895   0.10245  -0.0174   1.0000   0.2039
  -8.250  -0.1925   0.10700   0.10061  -0.0177   1.0000   0.2105
  -8.000  -0.2215   0.10883   0.10266  -0.0194   1.0000   0.2151
  -7.750  -0.1950   0.10279   0.09671  -0.0181   1.0000   0.2194
  -7.500  -0.1831   0.09995   0.09398  -0.0169   1.0000   0.2268
  -7.250  -0.2032   0.10030   0.09458  -0.0161   1.0000   0.2332
  -7.000  -0.2414   0.10216   0.09675  -0.0118   1.0000   0.2342
  -6.750  -0.2787   0.10380   0.09860  -0.0059   1.0000   0.2341
  -6.500  -0.3167   0.10535   0.10031  -0.0013   1.0000   0.2343
  -6.250  -0.3070   0.10184   0.09689  -0.0014   0.9966   0.2386
  -6.000  -0.2832   0.09935   0.09438  -0.0118   0.9779   0.2548
  -5.750  -0.2229   0.09261   0.08764  -0.0153   0.9677   0.2691
  -5.500  -0.1889   0.08829   0.08332  -0.0222   0.9522   0.2837
  -5.250  -0.1571   0.08432   0.07936  -0.0288   0.9358   0.3018
  -5.000  -0.1244   0.08055   0.07560  -0.0338   0.9197   0.3220
  -4.750  -0.0859   0.07675   0.07179  -0.0376   0.9045   0.3469
  -4.500  -0.0785   0.07529   0.07035  -0.0417   0.8863   0.3785
  -4.250  -0.0288   0.07089   0.06595  -0.0419   0.8739   0.4157
  -3.500   0.0603   0.06262   0.05771  -0.0361   0.8273   0.5614
  -3.250   0.1922   0.05486   0.04977  -0.0386   0.8133   0.7235
  -3.000   0.0866   0.05082   0.04399  -0.0823   0.7959   0.2160
  -2.750   0.1060   0.04851   0.04168  -0.0815   0.7801   0.2106
  -2.500   0.1296   0.04597   0.03842  -0.0827   0.7656   0.1954
  -2.250   0.1648   0.04329   0.03541  -0.0834   0.7549   0.1933
  -2.000   0.1837   0.04223   0.03398  -0.0825   0.7392   0.1948
  -1.750   0.2051   0.04112   0.03255  -0.0816   0.7251   0.1975
  -1.500   0.2391   0.03941   0.03074  -0.0812   0.7145   0.2054
  -1.250   0.2568   0.03913   0.03017  -0.0798   0.6988   0.2126
  -1.000   0.2797   0.03846   0.02939  -0.0787   0.6855   0.2228
  -0.750   0.3126   0.03732   0.02797  -0.0779   0.6742   0.2396
  -0.500   0.3307   0.03749   0.02800  -0.0766   0.6591   0.2550
  -0.250   0.3588   0.03684   0.02728  -0.0755   0.6475   0.2773
   0.000   0.3863   0.03637   0.02682  -0.0745   0.6346   0.3038
   0.250   0.4076   0.03664   0.02710  -0.0736   0.6208   0.3325
   0.500   0.4455   0.03529   0.02589  -0.0727   0.6113   0.3876
   0.750   0.4579   0.03577   0.02685  -0.0713   0.5968   0.4506
   1.000   0.5157   0.03419   0.02623  -0.0742   0.5831   1.0000
   1.500   0.5547   0.03603   0.02752  -0.0713   0.5589   1.0000
   1.750   0.5907   0.03563   0.02671  -0.0700   0.5507   1.0000
   2.000   0.5954   0.03779   0.02886  -0.0685   0.5364   1.0000
   2.250   0.6158   0.03874   0.02963  -0.0672   0.5260   1.0000
   2.500   0.6359   0.03965   0.03039  -0.0659   0.5152   1.0000
   2.750   0.6429   0.04185   0.03254  -0.0645   0.5037   1.0000
   3.000   0.6736   0.04185   0.03233  -0.0633   0.4950   1.0000
   3.250   0.6648   0.04563   0.03617  -0.0620   0.4834   1.0000
   3.500   0.7012   0.04518   0.03550  -0.0609   0.4758   1.0000
   3.750   0.6705   0.05107   0.04154  -0.0598   0.4645   1.0000
   4.000   0.7087   0.05053   0.04081  -0.0586   0.4574   1.0000
   4.250   0.6502   0.05924   0.04966  -0.0583   0.4491   1.0000
   4.500   0.6110   0.06586   0.05631  -0.0585   0.4434   1.0000
   4.750   0.7316   0.05807   0.04818  -0.0557   0.4356   1.0000
   5.000   0.4781   0.08708   0.07795  -0.0675   0.5192   1.0000
   5.250   0.5011   0.08845   0.07917  -0.0663   0.4986   1.0000
   5.500   0.5267   0.09108   0.08167  -0.0662   0.4906   1.0000
   5.750   0.5604   0.08972   0.08011  -0.0628   0.4514   1.0000
   6.000   0.5011   0.10276   0.09343  -0.0716   0.5496   1.0000
   6.250   0.4861   0.10335   0.09400  -0.0700   0.5375   1.0000
   6.500   0.5323   0.10847   0.09900  -0.0715   0.5309   1.0000
   6.750   0.5044   0.10855   0.09906  -0.0697   0.5206   1.0000
   7.000   0.5329   0.11216   0.10259  -0.0703   0.5135   1.0000
   7.250   0.5264   0.11419   0.10458  -0.0698   0.5061   1.0000
   7.500   0.5451   0.11694   0.10727  -0.0698   0.4959   1.0000
   7.750   0.5623   0.12083   0.11110  -0.0703   0.4910   1.0000
   8.000   0.5563   0.12194   0.11218  -0.0697   0.4799   1.0000
   8.250   0.5904   0.12660   0.11678  -0.0704   0.4745   1.0000
<< Back to GOE 769 AIRFOIL (goe769-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 769 AIRFOIL (goe769-il)