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

GOE 199 (L.F.G. 5406) AIRFOIL (goe199-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 199 (L.F.G. 5406) AIRFOIL (goe199-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 36.82 at α=4.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe199-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe199-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 199 (L.F.G. 5406) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.3622   0.11895   0.11207  -0.0158   1.0000   0.0985
  -8.750  -0.3678   0.11879   0.11203  -0.0188   1.0000   0.1001
  -8.500  -0.3749   0.11906   0.11242  -0.0230   1.0000   0.1006
  -8.250  -0.3457   0.10910   0.10240  -0.0180   1.0000   0.1073
  -8.000  -0.3435   0.10672   0.10010  -0.0189   1.0000   0.1113
  -7.750  -0.3465   0.10573   0.09922  -0.0220   1.0000   0.1143
  -7.500  -0.3474   0.10618   0.09974  -0.0293   1.0000   0.1156
  -7.250  -0.3328   0.09825   0.09187  -0.0223   1.0000   0.1205
  -7.000  -0.3275   0.09557   0.08925  -0.0231   1.0000   0.1259
  -6.750  -0.3260   0.09517   0.08892  -0.0288   1.0000   0.1302
  -6.500  -0.3210   0.09076   0.08460  -0.0268   1.0000   0.1331
  -6.250  -0.3160   0.08761   0.08150  -0.0249   1.0000   0.1396
  -6.000  -0.3099   0.08817   0.08203  -0.0327   1.0000   0.1459
  -5.750  -0.3099   0.08271   0.07673  -0.0255   1.0000   0.1513
  -5.500  -0.3001   0.08252   0.07646  -0.0317   1.0000   0.1610
  -5.250  -0.3017   0.07789   0.07198  -0.0255   1.0000   0.1663
  -4.750  -0.2884   0.07298   0.06711  -0.0257   1.0000   0.1850
  -4.500  -0.2791   0.07036   0.06448  -0.0265   1.0000   0.1956
  -4.250  -0.2682   0.06783   0.06194  -0.0273   1.0000   0.2095
  -4.000  -0.2578   0.06521   0.05931  -0.0273   1.0000   0.2254
  -3.750  -0.2471   0.06267   0.05678  -0.0270   1.0000   0.2450
  -3.500  -0.2307   0.06090   0.05491  -0.0290   1.0000   0.2813
  -3.250  -0.2274   0.05759   0.05176  -0.0253   1.0000   0.3067
  -3.000  -0.2218   0.05500   0.04926  -0.0226   1.0000   0.3514
  -2.750  -0.2211   0.05241   0.04680  -0.0179   1.0000   0.4104
  -2.500  -0.2213   0.04981   0.04433  -0.0124   1.0000   0.4712
  -2.250  -0.2189   0.04726   0.04188  -0.0074   1.0000   0.5300
  -2.000  -0.2158   0.04458   0.03933  -0.0021   1.0000   0.5794
  -1.750  -0.2068   0.04211   0.03694   0.0013   1.0000   0.6249
  -1.500  -0.1926   0.03980   0.03469   0.0032   1.0000   0.6622
  -1.250  -0.1722   0.03766   0.03258   0.0031   1.0000   0.6947
  -1.000  -0.1377   0.03578   0.03064  -0.0012   1.0000   0.7155
  -0.500   0.0607   0.03757   0.03051  -0.0490   1.0000   0.4298
  -0.250   0.1269   0.03840   0.03022  -0.0581   0.9953   0.2945
   0.000   0.2020   0.03772   0.02879  -0.0666   0.9810   0.2306
   0.250   0.2669   0.03700   0.02748  -0.0730   0.9651   0.1962
   0.500   0.3283   0.03654   0.02643  -0.0785   0.9477   0.1751
   0.750   0.3881   0.03554   0.02515  -0.0839   0.9298   0.1655
   1.000   0.4514   0.03474   0.02395  -0.0892   0.9114   0.1627
   1.250   0.5087   0.03371   0.02282  -0.0934   0.8921   0.1674
   1.500   0.5598   0.03281   0.02185  -0.0963   0.8714   0.1709
   1.750   0.6157   0.03161   0.02066  -0.0997   0.8525   0.1812
   2.000   0.6668   0.03032   0.01953  -0.1020   0.8342   0.2149
   2.250   0.7027   0.02827   0.01891  -0.1015   0.8126   1.0000
   2.750   0.7725   0.02738   0.01733  -0.0992   0.7677   1.0000
   3.000   0.8029   0.02688   0.01665  -0.0973   0.7431   1.0000
   3.250   0.8294   0.02654   0.01619  -0.0950   0.7152   1.0000
   3.500   0.8557   0.02617   0.01568  -0.0926   0.6863   1.0000
   3.750   0.8815   0.02585   0.01521  -0.0903   0.6557   1.0000
   4.000   0.9070   0.02567   0.01484  -0.0881   0.6244   1.0000
   4.250   0.9323   0.02573   0.01473  -0.0862   0.5939   1.0000
   4.500   0.9574   0.02612   0.01493  -0.0847   0.5657   1.0000
   4.750   0.9830   0.02670   0.01530  -0.0835   0.5415   1.0000
   5.000   1.0076   0.02756   0.01607  -0.0827   0.5194   1.0000
   5.250   1.0329   0.02846   0.01691  -0.0820   0.5015   1.0000
   5.500   1.0577   0.02954   0.01798  -0.0815   0.4862   1.0000
   5.750   1.0817   0.03082   0.01934  -0.0812   0.4736   1.0000
   6.000   1.1063   0.03211   0.02074  -0.0810   0.4636   1.0000
   6.250   1.1309   0.03340   0.02212  -0.0807   0.4548   1.0000
   6.500   1.1520   0.03511   0.02406  -0.0805   0.4466   1.0000
   6.750   1.1761   0.03648   0.02554  -0.0802   0.4396   1.0000
   7.000   1.1951   0.03848   0.02781  -0.0799   0.4333   1.0000
   7.250   1.2133   0.04059   0.03025  -0.0795   0.4278   1.0000
   7.500   1.2354   0.04241   0.03225  -0.0793   0.4240   1.0000
   7.750   1.2503   0.04512   0.03527  -0.0790   0.4208   1.0000
   8.000   1.2514   0.04930   0.03988  -0.0783   0.4178   1.0000
   8.250   1.2452   0.05430   0.04523  -0.0776   0.4154   1.0000
   8.500   1.2230   0.06099   0.05218  -0.0769   0.4134   1.0000
   8.750   1.0849   0.08216   0.07308  -0.0802   0.4186   1.0000
   9.000   1.0566   0.09099   0.08190  -0.0829   0.4239   1.0000
   9.500   1.3957   0.04805   0.03943  -0.0689   0.3295   1.0000
   9.750   1.4215   0.04524   0.03659  -0.0661   0.2989   1.0000
  10.000   1.4324   0.04232   0.03346  -0.0616   0.2571   1.0000
  10.250   1.4213   0.04254   0.03392  -0.0561   0.2218   1.0000
  10.500   1.4070   0.04378   0.03520  -0.0508   0.1884   1.0000
  10.750   1.3927   0.04583   0.03721  -0.0460   0.1629   1.0000
  11.000   1.3811   0.04820   0.03949  -0.0423   0.1448   1.0000
  11.250   1.3727   0.05094   0.04215  -0.0397   0.1310   1.0000
  11.500   1.3665   0.05399   0.04518  -0.0378   0.1204   1.0000
  11.750   1.3630   0.05716   0.04836  -0.0362   0.1130   1.0000
  12.000   1.3617   0.06016   0.05125  -0.0347   0.1073   1.0000
  12.250   1.3630   0.06347   0.05472  -0.0333   0.1022   1.0000
  12.500   1.3671   0.06633   0.05751  -0.0319   0.0969   1.0000
  12.750   1.3720   0.06969   0.06100  -0.0305   0.0928   1.0000
  13.000   1.3702   0.07378   0.06539  -0.0298   0.0903   1.0000
  13.250   1.3677   0.07813   0.07005  -0.0292   0.0888   1.0000
  13.500   1.3595   0.08313   0.07533  -0.0293   0.0879   1.0000
  13.750   1.3427   0.08918   0.08170  -0.0304   0.0878   1.0000
  14.000   1.3151   0.09693   0.08973  -0.0334   0.0886   1.0000
  14.250   1.2733   0.10777   0.10088  -0.0395   0.0907   1.0000
  14.500   1.2327   0.12012   0.11342  -0.0468   0.0931   1.0000
  14.750   1.2034   0.13162   0.12499  -0.0530   0.0949   1.0000
<< Back to GOE 199 (L.F.G. 5406) AIRFOIL (goe199-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 199 (L.F.G. 5406) AIRFOIL (goe199-il)