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

GOE 402 AIRFOIL (goe402-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 402 AIRFOIL (goe402-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 31.52 at α=10.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe402-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe402-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 402 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.000  -0.2959   0.10490   0.09836  -0.0211   1.0000   0.0976
  -7.750  -0.2989   0.10381   0.09739  -0.0219   1.0000   0.1001
  -7.500  -0.3048   0.10356   0.09730  -0.0239   1.0000   0.1013
  -7.250  -0.3056   0.10298   0.09686  -0.0278   1.0000   0.1020
  -7.000  -0.2893   0.09526   0.08914  -0.0216   1.0000   0.1076
  -6.750  -0.2865   0.09308   0.08706  -0.0223   1.0000   0.1119
  -6.500  -0.2863   0.09261   0.08671  -0.0265   1.0000   0.1154
  -6.250  -0.2817   0.08918   0.08339  -0.0264   1.0000   0.1176
  -6.000  -0.2760   0.08545   0.07975  -0.0236   1.0000   0.1232
  -5.750  -0.2726   0.08417   0.07855  -0.0262   1.0000   0.1290
  -5.500  -0.2703   0.08181   0.07630  -0.0271   1.0000   0.1322
  -5.250  -0.2704   0.07890   0.07351  -0.0236   1.0000   0.1386
  -5.000  -0.2659   0.07978   0.07436  -0.0297   1.0000   0.1453
  -4.750  -0.2740   0.07545   0.07022  -0.0226   1.0000   0.1496
  -4.500  -0.2653   0.07574   0.07042  -0.0279   1.0000   0.1599
  -4.250  -0.2726   0.07174   0.06660  -0.0218   1.0000   0.1646
  -4.000  -0.2634   0.07020   0.06499  -0.0246   1.0000   0.1758
  -3.750  -0.2528   0.06855   0.06330  -0.0265   1.0000   0.1893
  -3.500  -0.2530   0.06537   0.06023  -0.0231   1.0000   0.1978
  -3.250  -0.2351   0.06377   0.05852  -0.0271   1.0000   0.2178
  -3.000  -0.2282   0.06094   0.05574  -0.0261   1.0000   0.2335
  -2.750  -0.2153   0.05882   0.05359  -0.0271   1.0000   0.2611
  -2.500  -0.2063   0.05631   0.05112  -0.0264   1.0000   0.2907
  -2.250  -0.1835   0.05264   0.04753  -0.0267   0.9902   0.3644
  -1.750  -0.1597   0.04547   0.04074  -0.0170   0.9652   0.5464
  -1.500  -0.1386   0.04242   0.03777  -0.0143   0.9515   0.6161
  -1.250  -0.1090   0.03956   0.03494  -0.0139   0.9373   0.6668
  -1.000  -0.0593   0.03680   0.03208  -0.0198   0.9224   0.6980
  -0.750   0.2259   0.03671   0.02878  -0.0837   0.9008   0.2588
  -0.500   0.2844   0.03496   0.02636  -0.0881   0.8867   0.2101
  -0.250   0.3398   0.03345   0.02425  -0.0918   0.8726   0.1837
   0.000   0.3933   0.03223   0.02243  -0.0949   0.8582   0.1743
   0.250   0.4415   0.03091   0.02083  -0.0974   0.8436   0.1756
   0.500   0.4925   0.02983   0.01935  -0.0997   0.8287   0.1746
   0.750   0.5380   0.02877   0.01816  -0.1013   0.8133   0.1790
   1.000   0.5775   0.02803   0.01735  -0.1018   0.7974   0.1944
   1.250   0.6070   0.02775   0.01705  -0.1012   0.7791   0.2129
   1.500   0.6364   0.02744   0.01686  -0.1006   0.7610   0.2480
   1.750   0.6733   0.02586   0.01645  -0.1007   0.7441   1.0000
   2.000   0.7016   0.02629   0.01645  -0.0996   0.7270   1.0000
   2.250   0.7288   0.02675   0.01662  -0.0985   0.7105   1.0000
   2.500   0.7546   0.02730   0.01695  -0.0974   0.6946   1.0000
   2.750   0.7789   0.02796   0.01745  -0.0963   0.6794   1.0000
   3.000   0.8019   0.02875   0.01812  -0.0953   0.6649   1.0000
   3.250   0.8237   0.02963   0.01895  -0.0944   0.6509   1.0000
   3.500   0.8440   0.03068   0.01996  -0.0934   0.6375   1.0000
   3.750   0.8630   0.03194   0.02121  -0.0926   0.6254   1.0000
   4.000   0.8831   0.03315   0.02241  -0.0919   0.6147   1.0000
   4.250   0.9110   0.03367   0.02288  -0.0913   0.6064   1.0000
   4.500   0.9239   0.03557   0.02491  -0.0906   0.5953   1.0000
   4.750   0.9397   0.03736   0.02676  -0.0900   0.5866   1.0000
   5.000   0.9620   0.03853   0.02796  -0.0894   0.5790   1.0000
   5.250   0.9680   0.04129   0.03083  -0.0888   0.5699   1.0000
   5.500   0.9951   0.04206   0.03165  -0.0883   0.5636   1.0000
   5.750   0.9857   0.04648   0.03620  -0.0877   0.5552   1.0000
   6.000   1.0136   0.04724   0.03709  -0.0872   0.5491   1.0000
   6.250   0.9861   0.05339   0.04332  -0.0867   0.5413   1.0000
   6.500   1.0247   0.05310   0.04315  -0.0860   0.5343   1.0000
   6.750   0.9703   0.06144   0.05146  -0.0855   0.5281   1.0000
   7.000   1.0047   0.06133   0.05148  -0.0842   0.5164   1.0000
   7.250   1.0404   0.06062   0.05093  -0.0825   0.5026   1.0000
   7.500   1.0849   0.05871   0.04925  -0.0804   0.4891   1.0000
   7.750   1.0040   0.07001   0.06034  -0.0809   0.4825   1.0000
   8.000   1.0223   0.07149   0.06201  -0.0798   0.4719   1.0000
   8.250   1.0633   0.07054   0.06130  -0.0779   0.4600   1.0000
   8.500   1.0140   0.07896   0.06963  -0.0790   0.4518   1.0000
   8.750   1.0167   0.08220   0.07296  -0.0785   0.4412   1.0000
   9.000   1.0363   0.08392   0.07487  -0.0775   0.4300   1.0000
   9.250   1.0169   0.08976   0.08072  -0.0783   0.4213   1.0000
   9.500   1.0085   0.09469   0.08571  -0.0788   0.4126   1.0000
   9.750   1.0230   0.09721   0.08838  -0.0781   0.4012   1.0000
  10.000   0.9971   0.10425   0.09540  -0.0801   0.3967   1.0000
  10.250   1.0144   0.10694   0.09825  -0.0796   0.3873   1.0000
  10.500   1.0089   0.11304   0.10442  -0.0814   0.3883   1.0000
  10.750   1.3769   0.04368   0.03656  -0.0438   0.2116   1.0000
  11.000   1.3538   0.04622   0.03870  -0.0400   0.1797   1.0000
  11.250   1.3334   0.05005   0.04212  -0.0380   0.1555   1.0000
  11.500   1.3176   0.05422   0.04584  -0.0367   0.1375   1.0000
  11.750   1.3079   0.05843   0.04989  -0.0357   0.1220   1.0000
  12.000   1.3086   0.06197   0.05332  -0.0341   0.1086   1.0000
  12.250   1.3243   0.06464   0.05591  -0.0319   0.0970   1.0000
  12.500   1.3226   0.06856   0.06018  -0.0314   0.0916   1.0000
  12.750   1.3351   0.07145   0.06302  -0.0301   0.0846   1.0000
  13.000   1.3282   0.07604   0.06803  -0.0304   0.0825   1.0000
  13.250   1.3211   0.08095   0.07326  -0.0309   0.0807   1.0000
  13.500   1.3106   0.08638   0.07898  -0.0320   0.0800   1.0000
  13.750   1.2932   0.09276   0.08565  -0.0342   0.0800   1.0000
  14.000   1.2699   0.10023   0.09333  -0.0376   0.0807   1.0000
  14.250   1.2431   0.10878   0.10210  -0.0423   0.0819   1.0000
  14.500   1.2160   0.11820   0.11169  -0.0477   0.0834   1.0000
  14.750   1.1934   0.12767   0.12125  -0.0530   0.0848   1.0000
  15.000   1.0870   0.16487   0.15822  -0.0786   0.1084   1.0000
  15.250   1.0805   0.17304   0.16633  -0.0827   0.1091   1.0000
  15.500   1.0781   0.18032   0.17358  -0.0861   0.1098   1.0000
  15.750   1.0799   0.18678   0.18003  -0.0886   0.1108   1.0000
<< Back to GOE 402 AIRFOIL (goe402-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 402 AIRFOIL (goe402-il)