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

GOE 404 AIRFOIL (goe404-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 404 AIRFOIL (goe404-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.18 at α=2°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe404-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe404-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 404 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.2437   0.12514   0.11778  -0.0272   1.0000   0.1703
  -9.750  -0.2579   0.12560   0.11836  -0.0293   1.0000   0.1740
  -9.500  -0.2629   0.12361   0.11649  -0.0304   1.0000   0.1757
  -9.250  -0.2330   0.11720   0.11008  -0.0285   1.0000   0.1800
  -9.000  -0.2267   0.11460   0.10755  -0.0282   1.0000   0.1849
  -8.750  -0.2338   0.11354   0.10661  -0.0285   1.0000   0.1900
  -8.500  -0.2635   0.11507   0.10834  -0.0287   1.0000   0.1922
  -8.250  -0.2446   0.10962   0.10296  -0.0273   1.0000   0.1952
  -8.000  -0.2329   0.10640   0.09981  -0.0255   1.0000   0.2001
  -7.750  -0.2411   0.10521   0.09874  -0.0236   1.0000   0.2049
  -7.500  -0.2679   0.10573   0.09946  -0.0208   1.0000   0.2084
  -7.250  -0.3059   0.10713   0.10107  -0.0167   1.0000   0.2096
  -7.000  -0.3447   0.10845   0.10257  -0.0135   1.0000   0.2102
  -6.750  -0.3433   0.10507   0.09930  -0.0104   1.0000   0.2125
  -6.500  -0.3318   0.10212   0.09640  -0.0070   1.0000   0.2178
  -6.250  -0.3495   0.10151   0.09590  -0.0042   1.0000   0.2216
  -6.000  -0.3744   0.10129   0.09580  -0.0031   1.0000   0.2260
  -5.750  -0.4105   0.10189   0.09648  -0.0074   1.0000   0.2293
  -5.500  -0.3948   0.09766   0.09235  -0.0004   1.0000   0.2338
  -5.250  -0.3965   0.09595   0.09070   0.0006   0.9991   0.2417
  -5.000  -0.3634   0.09171   0.08645  -0.0061   0.9871   0.2569
  -4.750  -0.3327   0.08787   0.08259  -0.0124   0.9742   0.2747
  -4.500  -0.3028   0.08433   0.07904  -0.0174   0.9608   0.2948
  -4.250  -0.2743   0.08125   0.07594  -0.0219   0.9469   0.3209
  -4.000  -0.2419   0.07772   0.07243  -0.0252   0.9348   0.3519
  -3.750  -0.2203   0.07517   0.06991  -0.0254   0.9204   0.3902
  -3.500   0.2160   0.05339   0.04786  -0.0491   0.9571   1.0000
  -3.250   0.2642   0.04980   0.04424  -0.0589   0.9414   1.0000
  -3.000   0.2764   0.04847   0.04291  -0.0602   0.9234   0.9835
  -2.750   0.2079   0.05133   0.04588  -0.0458   0.9010   0.9070
  -2.500   0.1383   0.05368   0.04834  -0.0341   0.8783   0.8430
  -2.250   0.0394   0.05232   0.04533  -0.0778   0.8322   0.2813
  -2.000   0.1241   0.04710   0.03895  -0.0891   0.8244   0.2251
  -1.750   0.1535   0.04539   0.03691  -0.0900   0.8089   0.2229
  -1.500   0.1870   0.04400   0.03508  -0.0912   0.7946   0.2261
  -1.250   0.2328   0.04189   0.03269  -0.0935   0.7846   0.2354
  -1.000   0.2669   0.04094   0.03139  -0.0941   0.7716   0.2455
  -0.750   0.2922   0.04030   0.03066  -0.0939   0.7579   0.2547
  -0.500   0.3428   0.03874   0.02871  -0.0958   0.7502   0.2678
  -0.250   0.3594   0.03892   0.02890  -0.0946   0.7354   0.2751
   0.000   0.3864   0.03898   0.02875  -0.0942   0.7243   0.2852
   0.250   0.4223   0.03841   0.02813  -0.0946   0.7147   0.2966
   0.500   0.4418   0.03915   0.02877  -0.0939   0.7027   0.3073
   0.750   0.4793   0.03857   0.02817  -0.0942   0.6946   0.3253
   1.000   0.4899   0.03987   0.02959  -0.0929   0.6831   0.3378
   1.250   0.5211   0.03967   0.02955  -0.0929   0.6758   0.3701
   1.500   0.5314   0.04096   0.03118  -0.0919   0.6662   0.4110
   1.750   0.5607   0.04018   0.03172  -0.0913   0.6580   1.0000
   2.000   0.6058   0.03991   0.03085  -0.0915   0.6531   1.0000
   2.250   0.5759   0.04468   0.03568  -0.0888   0.6415   1.0000
   2.500   0.6081   0.04530   0.03601  -0.0888   0.6361   1.0000
   2.750   0.5912   0.04930   0.03997  -0.0869   0.6284   1.0000
   3.000   0.5871   0.05232   0.04290  -0.0856   0.6217   1.0000
   3.250   0.6164   0.05338   0.04379  -0.0857   0.6168   1.0000
   3.500   0.6202   0.05624   0.04657  -0.0850   0.6126   1.0000
   3.750   0.5992   0.06049   0.05082  -0.0836   0.6089   1.0000
   4.000   0.5956   0.06370   0.05398  -0.0830   0.6060   1.0000
   4.250   0.5964   0.06675   0.05699  -0.0826   0.6043   1.0000
   4.500   0.6084   0.06911   0.05929  -0.0825   0.6004   1.0000
   4.750   0.6289   0.07089   0.06098  -0.0821   0.5925   1.0000
   5.000   0.6214   0.07394   0.06403  -0.0811   0.5866   1.0000
   5.250   0.6498   0.07475   0.06475  -0.0803   0.5718   1.0000
   5.500   0.6920   0.07462   0.06451  -0.0796   0.5566   1.0000
   5.750   0.6713   0.07864   0.06856  -0.0785   0.5497   1.0000
   6.000   0.7040   0.07927   0.06913  -0.0778   0.5365   1.0000
   6.250   0.6978   0.08254   0.07242  -0.0771   0.5278   1.0000
   6.500   0.7149   0.08429   0.07415  -0.0763   0.5159   1.0000
   6.750   0.7579   0.08405   0.07386  -0.0752   0.5019   1.0000
   7.000   0.7296   0.08922   0.07909  -0.0748   0.4928   1.0000
   7.250   0.7476   0.09097   0.08082  -0.0740   0.4798   1.0000
   7.500   0.7926   0.09042   0.08024  -0.0725   0.4660   1.0000
   7.750   0.7539   0.09707   0.08695  -0.0730   0.4571   1.0000
   8.000   0.7799   0.09851   0.08839  -0.0721   0.4459   1.0000
   8.250   0.7568   0.10445   0.09437  -0.0730   0.4415   1.0000
   8.500   0.7500   0.10920   0.09915  -0.0738   0.4388   1.0000
   8.750   0.7461   0.11479   0.10479  -0.0753   0.4447   1.0000
   9.000   0.7848   0.11565   0.10561  -0.0741   0.4298   1.0000
   9.250   0.6957   0.12956   0.11974  -0.0820   0.5065   1.0000
   9.500   0.7097   0.13346   0.12363  -0.0826   0.5012   1.0000
<< Back to GOE 404 AIRFOIL (goe404-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 404 AIRFOIL (goe404-il)