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

GOE 405 AIRFOIL (goe405-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 405 AIRFOIL (goe405-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.92 at α=5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe405-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe405-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 405 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.2957   0.13216   0.12615  -0.0285   1.0000   0.1428
  -9.000  -0.3135   0.13282   0.12693  -0.0271   1.0000   0.1443
  -8.750  -0.3346   0.13391   0.12816  -0.0256   1.0000   0.1450
  -8.500  -0.3209   0.12790   0.12215  -0.0236   1.0000   0.1480
  -8.250  -0.3207   0.12543   0.11972  -0.0215   1.0000   0.1520
  -8.000  -0.3293   0.12423   0.11860  -0.0198   1.0000   0.1551
  -7.750  -0.3441   0.12385   0.11832  -0.0182   1.0000   0.1579
  -7.500  -0.3659   0.12440   0.11898  -0.0165   1.0000   0.1593
  -7.250  -0.3909   0.12511   0.11980  -0.0144   1.0000   0.1599
  -7.000  -0.4156   0.12581   0.12062  -0.0139   1.0000   0.1604
  -6.750  -0.3822   0.11744   0.11221  -0.0109   1.0000   0.1655
  -6.500  -0.3916   0.11591   0.11075  -0.0088   1.0000   0.1686
  -6.250  -0.4054   0.11484   0.10975  -0.0073   1.0000   0.1717
  -6.000  -0.4227   0.11444   0.10943  -0.0084   1.0000   0.1746
  -5.750  -0.4354   0.11363   0.10868  -0.0119   1.0000   0.1762
  -5.500  -0.4268   0.10853   0.10362  -0.0061   1.0000   0.1798
  -5.250  -0.4279   0.10616   0.10128  -0.0051   1.0000   0.1850
  -5.000  -0.4335   0.10566   0.10076  -0.0123   1.0000   0.1910
  -4.750  -0.4317   0.10124   0.09641  -0.0075   1.0000   0.1945
  -4.500  -0.4292   0.09865   0.09385  -0.0066   1.0000   0.2014
  -4.250  -0.4240   0.09613   0.09129  -0.0116   1.0000   0.2081
  -3.750  -0.4081   0.09052   0.08562  -0.0148   1.0000   0.2229
  -3.500  -0.4048   0.08734   0.08249  -0.0119   1.0000   0.2280
  -3.250  -0.3898   0.08458   0.07964  -0.0162   1.0000   0.2390
  -3.000  -0.3749   0.08208   0.07706  -0.0190   1.0000   0.2530
  -2.750  -0.3624   0.07941   0.07436  -0.0202   1.0000   0.2679
  -2.500  -0.3495   0.07677   0.07168  -0.0211   1.0000   0.2829
  -2.250  -0.3370   0.07409   0.06897  -0.0216   1.0000   0.2984
  -2.000  -0.3252   0.07148   0.06634  -0.0215   1.0000   0.3149
  -1.750  -0.3018   0.06904   0.06386  -0.0235   0.9954   0.3460
  -1.500  -0.2164   0.06500   0.05972  -0.0314   0.9383   0.4689
  -1.250  -0.0315   0.05866   0.05114  -0.0742   0.9188   0.2093
  -1.000   0.0196   0.05580   0.04755  -0.0795   0.9070   0.1880
  -0.750   0.0675   0.05418   0.04521  -0.0838   0.8955   0.1911
  -0.500   0.0998   0.05318   0.04406  -0.0854   0.8845   0.1996
  -0.250   0.1314   0.05223   0.04258  -0.0867   0.8731   0.2080
   0.000   0.1631   0.05179   0.04198  -0.0880   0.8617   0.2299
   0.250   0.2024   0.05127   0.04110  -0.0901   0.8513   0.2648
   0.500   0.2294   0.05087   0.04060  -0.0906   0.8404   0.3026
   0.750   0.2572   0.05088   0.04037  -0.0914   0.8291   0.3424
   1.000   0.2929   0.05089   0.04029  -0.0934   0.8183   0.3792
   1.250   0.3410   0.05095   0.04028  -0.0968   0.8084   0.4206
   1.500   0.3595   0.05138   0.04083  -0.0965   0.7970   0.4508
   1.750   0.3829   0.05171   0.04151  -0.0968   0.7868   0.5024
   2.000   0.4209   0.05129   0.04196  -0.0987   0.7765   1.0000
   2.250   0.4469   0.05246   0.04272  -0.0990   0.7662   1.0000
   2.500   0.4602   0.05384   0.04385  -0.0980   0.7557   1.0000
   2.750   0.4877   0.05499   0.04472  -0.0985   0.7457   1.0000
   3.000   0.5127   0.05618   0.04569  -0.0988   0.7361   1.0000
   3.250   0.5221   0.05774   0.04712  -0.0975   0.7258   1.0000
   3.500   0.5499   0.05890   0.04811  -0.0980   0.7163   1.0000
   3.750   0.5669   0.06034   0.04946  -0.0976   0.7067   1.0000
   4.000   0.5773   0.06201   0.05105  -0.0965   0.6967   1.0000
   4.250   0.6136   0.06292   0.05183  -0.0977   0.6878   1.0000
   4.500   0.6156   0.06490   0.05379  -0.0960   0.6776   1.0000
   4.750   0.6292   0.06660   0.05544  -0.0954   0.6680   1.0000
   5.000   0.6679   0.06733   0.05610  -0.0965   0.6588   1.0000
   5.250   0.6604   0.06990   0.05868  -0.0944   0.6487   1.0000
   5.500   0.6786   0.07152   0.06027  -0.0941   0.6394   1.0000
   5.750   0.7055   0.07267   0.06140  -0.0943   0.6298   1.0000
   6.000   0.7011   0.07541   0.06417  -0.0928   0.6204   1.0000
   6.250   0.7271   0.07672   0.06547  -0.0929   0.6111   1.0000
   6.500   0.7325   0.07908   0.06785  -0.0921   0.6020   1.0000
   6.750   0.7397   0.08150   0.07030  -0.0915   0.5935   1.0000
   7.000   0.7727   0.08245   0.07126  -0.0919   0.5842   1.0000
   7.250   0.7564   0.08633   0.07519  -0.0905   0.5769   1.0000
   7.500   0.7919   0.08728   0.07619  -0.0910   0.5679   1.0000
   7.750   0.7713   0.09171   0.08067  -0.0899   0.5628   1.0000
   8.000   0.8072   0.09265   0.08165  -0.0902   0.5531   1.0000
   8.250   0.7904   0.09727   0.08633  -0.0898   0.5509   1.0000
   8.500   0.7866   0.10135   0.09047  -0.0900   0.5508   1.0000
   8.750   0.7894   0.10530   0.09448  -0.0905   0.5521   1.0000
   9.000   0.7225   0.11660   0.10593  -0.0940   0.6294   1.0000
   9.250   0.7182   0.11897   0.10834  -0.0933   0.6243   1.0000
   9.500   0.7368   0.12179   0.11121  -0.0939   0.6154   1.0000
   9.750   0.7376   0.12426   0.11373  -0.0935   0.6088   1.0000
  10.000   0.7543   0.12710   0.11666  -0.0941   0.6008   1.0000
  10.250   0.7642   0.13036   0.11998  -0.0945   0.5968   1.0000
  10.500   0.7681   0.13236   0.12204  -0.0942   0.5875   1.0000
  10.750   0.7892   0.13624   0.12600  -0.0953   0.5828   1.0000
  11.000   0.7868   0.13773   0.12754  -0.0947   0.5729   1.0000
  11.250   0.8155   0.14228   0.13223  -0.0962   0.5687   1.0000
  11.500   0.8023   0.14312   0.13311  -0.0952   0.5605   1.0000
  11.750   0.8260   0.14692   0.13703  -0.0963   0.5547   1.0000
<< Back to GOE 405 AIRFOIL (goe405-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 405 AIRFOIL (goe405-il)