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

GOE 406 AIRFOIL (goe406-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 406 AIRFOIL (goe406-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 17.79 at α=4.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe406-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe406-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 406 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.2647   0.12976   0.12280  -0.0367   1.0000   0.1330
 -10.000  -0.2811   0.13045   0.12364  -0.0369   1.0000   0.1347
  -9.750  -0.3006   0.13134   0.12469  -0.0367   1.0000   0.1353
  -9.500  -0.2675   0.12262   0.11595  -0.0341   1.0000   0.1398
  -9.250  -0.2678   0.12049   0.11389  -0.0326   1.0000   0.1433
  -9.000  -0.2757   0.11924   0.11276  -0.0310   1.0000   0.1468
  -8.750  -0.2912   0.11896   0.11262  -0.0290   1.0000   0.1492
  -8.500  -0.3130   0.11939   0.11321  -0.0266   1.0000   0.1504
  -8.250  -0.3394   0.12021   0.11417  -0.0240   1.0000   0.1511
  -8.000  -0.3673   0.12095   0.11506  -0.0213   1.0000   0.1514
  -7.750  -0.3964   0.12163   0.11586  -0.0184   1.0000   0.1517
  -7.500  -0.3523   0.11318   0.10737  -0.0166   1.0000   0.1574
  -7.250  -0.3634   0.11191   0.10618  -0.0142   1.0000   0.1604
  -7.000  -0.3805   0.11111   0.10547  -0.0118   1.0000   0.1627
  -6.750  -0.4014   0.11057   0.10502  -0.0093   1.0000   0.1646
  -6.500  -0.4251   0.11036   0.10488  -0.0085   1.0000   0.1670
  -6.250  -0.4496   0.11068   0.10523  -0.0102   1.0000   0.1683
  -6.000  -0.4394   0.10550   0.10014  -0.0060   1.0000   0.1715
  -5.750  -0.4387   0.10296   0.09764  -0.0036   1.0000   0.1757
  -5.500  -0.4461   0.10118   0.09588  -0.0031   1.0000   0.1812
  -5.250  -0.4618   0.10116   0.09578  -0.0077   1.0000   0.1859
  -5.000  -0.4550   0.09634   0.09109  -0.0022   1.0000   0.1900
  -4.750  -0.4547   0.09414   0.08891  -0.0009   1.0000   0.1968
  -4.500  -0.4580   0.09216   0.08687  -0.0032   1.0000   0.2047
  -4.250  -0.4549   0.08922   0.08399   0.0004   1.0000   0.2120
  -4.000  -0.4539   0.08704   0.08175  -0.0010   1.0000   0.2230
  -3.750  -0.4496   0.08587   0.08046  -0.0025   1.0000   0.2384
  -3.500  -0.4476   0.08199   0.07675   0.0022   1.0000   0.2447
  -3.250  -0.4436   0.07969   0.07442   0.0025   1.0000   0.2599
  -3.000  -0.4393   0.07747   0.07219   0.0035   1.0000   0.2767
  -2.500  -0.4319   0.07299   0.06775   0.0077   1.0000   0.3158
  -2.250  -0.4079   0.07065   0.06543   0.0067   0.9883   0.3658
  -2.000  -0.3829   0.06826   0.06315   0.0084   0.9710   0.4380
  -1.750  -0.3702   0.06625   0.06120   0.0120   0.9563   0.5046
  -1.250  -0.3492   0.06109   0.05624   0.0219   0.9295   0.6089
  -1.000  -0.3408   0.05849   0.05373   0.0266   0.9164   0.6512
  -0.750  -0.3249   0.05633   0.05156   0.0281   0.9032   0.6801
  -0.500  -0.2988   0.05413   0.04929   0.0265   0.8885   0.6946
  -0.250  -0.2524   0.05262   0.04753   0.0179   0.8723   0.6806
   0.000  -0.0390   0.05430   0.04635  -0.0329   0.8462   0.3050
   0.250   0.0199   0.05324   0.04443  -0.0371   0.8315   0.2283
   0.500   0.0683   0.05245   0.04300  -0.0392   0.8170   0.1991
   0.750   0.1026   0.05193   0.04197  -0.0394   0.8011   0.1840
   1.000   0.1365   0.05109   0.04089  -0.0401   0.7854   0.1744
   1.250   0.1741   0.05076   0.04012  -0.0408   0.7689   0.1666
   1.500   0.2122   0.05018   0.03936  -0.0423   0.7529   0.1633
   1.750   0.2662   0.04979   0.03863  -0.0464   0.7366   0.1654
   2.000   0.3351   0.04915   0.03773  -0.0531   0.7202   0.1710
   2.250   0.3936   0.04861   0.03713  -0.0579   0.7048   0.1789
   2.500   0.4761   0.04670   0.03532  -0.0650   0.6954   0.2154
   2.750   0.6268   0.04381   0.03361  -0.0858   0.6806   1.0000
   3.000   0.6457   0.04458   0.03419  -0.0843   0.6650   1.0000
   3.500   0.6850   0.04614   0.03546  -0.0816   0.6374   1.0000
   3.750   0.7355   0.04517   0.03432  -0.0833   0.6292   1.0000
   4.000   0.7291   0.04760   0.03670  -0.0797   0.6147   1.0000
   4.250   0.8046   0.04523   0.03419  -0.0839   0.6104   1.0000
   4.500   0.7780   0.04880   0.03774  -0.0782   0.5956   1.0000
   4.750   0.7505   0.05326   0.04220  -0.0741   0.5816   1.0000
   5.000   0.8101   0.05130   0.04014  -0.0756   0.5778   1.0000
   5.250   0.7533   0.05865   0.04752  -0.0708   0.5643   1.0000
   5.500   0.7480   0.06203   0.05088  -0.0691   0.5567   1.0000
   5.750   0.7387   0.06578   0.05462  -0.0676   0.5494   1.0000
   6.000   0.7809   0.06539   0.05419  -0.0679   0.5448   1.0000
   6.250   0.7347   0.07255   0.06137  -0.0657   0.5400   1.0000
   6.500   0.7199   0.07712   0.06596  -0.0648   0.5376   1.0000
   6.750   0.7130   0.08106   0.06991  -0.0642   0.5362   1.0000
   7.000   0.7077   0.08493   0.07378  -0.0638   0.5360   1.0000
   7.250   0.7024   0.08898   0.07785  -0.0637   0.5384   1.0000
   7.500   0.7117   0.09254   0.08142  -0.0643   0.5427   1.0000
   7.750   0.5948   0.10590   0.09504  -0.0667   0.6564   1.0000
   8.000   0.6056   0.10802   0.09714  -0.0664   0.6491   1.0000
   8.250   0.6323   0.11150   0.10062  -0.0677   0.6448   1.0000
   8.500   0.6276   0.11339   0.10251  -0.0664   0.6411   1.0000
   8.750   0.6324   0.11521   0.10434  -0.0656   0.6334   1.0000
   9.000   0.6586   0.11867   0.10780  -0.0668   0.6283   1.0000
   9.250   0.6517   0.12015   0.10929  -0.0653   0.6215   1.0000
   9.500   0.6672   0.12269   0.11187  -0.0655   0.6140   1.0000
   9.750   0.6977   0.12728   0.11649  -0.0672   0.6104   1.0000
  10.000   0.6806   0.12736   0.11659  -0.0648   0.6005   1.0000
  10.250   0.7085   0.13125   0.12053  -0.0660   0.5947   1.0000
<< Back to GOE 406 AIRFOIL (goe406-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 406 AIRFOIL (goe406-il)