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

GOE 412 AIRFOIL (goe412-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 412 AIRFOIL (goe412-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.85 at α=15.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe412-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe412-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 412 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  -0.3000   0.13038   0.12362  -0.0355   1.0000   0.1903
  -9.750  -0.3258   0.13146   0.12485  -0.0338   1.0000   0.1932
  -9.500  -0.3578   0.13311   0.12669  -0.0319   1.0000   0.1941
  -9.250  -0.3203   0.12562   0.11912  -0.0293   1.0000   0.2018
  -9.000  -0.3343   0.12504   0.11864  -0.0271   1.0000   0.2070
  -8.750  -0.3650   0.12619   0.11994  -0.0251   1.0000   0.2097
  -8.500  -0.3613   0.12264   0.11645  -0.0231   1.0000   0.2130
  -8.250  -0.3574   0.12016   0.11400  -0.0207   1.0000   0.2188
  -8.000  -0.3764   0.11978   0.11372  -0.0186   1.0000   0.2241
  -7.750  -0.4148   0.12105   0.11515  -0.0162   1.0000   0.2263
  -7.500  -0.3947   0.11608   0.11018  -0.0145   1.0000   0.2312
  -7.250  -0.4009   0.11443   0.10859  -0.0122   1.0000   0.2373
  -7.000  -0.4335   0.11471   0.10899  -0.0093   1.0000   0.2416
  -6.750  -0.4788   0.11566   0.11009  -0.0094   1.0000   0.2434
  -6.500  -0.4414   0.10982   0.10422  -0.0048   1.0000   0.2509
  -6.250  -0.4646   0.10899   0.10347  -0.0037   1.0000   0.2578
  -6.000  -0.4758   0.10650   0.10105  -0.0031   1.0000   0.2624
  -5.750  -0.4708   0.10393   0.09849  -0.0003   1.0000   0.2707
  -5.500  -0.4883   0.10188   0.09652  -0.0018   1.0000   0.2787
  -5.250  -0.4828   0.09933   0.09399   0.0014   1.0000   0.2890
  -5.000  -0.4867   0.09663   0.09133   0.0020   1.0000   0.2987
  -4.750  -0.4916   0.09425   0.08897   0.0010   1.0000   0.3126
  -4.500  -0.4918   0.09189   0.08662   0.0008   1.0000   0.3284
  -3.500  -0.4771   0.08158   0.07640   0.0080   1.0000   0.3986
  -3.250  -0.4725   0.07928   0.07414   0.0110   1.0000   0.4207
  -3.000  -0.4700   0.07706   0.07196   0.0141   1.0000   0.4520
  -2.750  -0.3059   0.05600   0.04817  -0.0472   1.0000   0.1782
  -2.500  -0.2838   0.05362   0.04564  -0.0480   1.0000   0.1745
  -2.250  -0.2568   0.05099   0.04262  -0.0499   1.0000   0.1693
  -2.000  -0.2269   0.04855   0.03957  -0.0520   1.0000   0.1658
  -1.750  -0.2012   0.04713   0.03778  -0.0530   1.0000   0.1672
  -1.500  -0.1762   0.04618   0.03649  -0.0537   1.0000   0.1725
  -1.250  -0.1490   0.04525   0.03504  -0.0546   1.0000   0.1784
  -1.000  -0.1259   0.04465   0.03441  -0.0550   1.0000   0.1858
  -0.750  -0.1004   0.04420   0.03371  -0.0555   1.0000   0.1980
  -0.500  -0.0769   0.04409   0.03358  -0.0559   1.0000   0.2185
  -0.250  -0.0529   0.04411   0.03357  -0.0562   1.0000   0.2479
   0.000   0.0481   0.04613   0.03570  -0.0698   0.9673   0.3560
   0.250   0.0521   0.04608   0.03576  -0.0670   0.9768   0.3849
   0.500   0.0682   0.04619   0.03620  -0.0660   0.9841   0.4468
   0.750   0.0524   0.04546   0.03582  -0.0594   1.0000   0.4858
   1.000   0.0620   0.04397   0.03557  -0.0563   1.0000   1.0000
   1.250   0.0816   0.04522   0.03633  -0.0565   1.0000   1.0000
   1.500   0.0997   0.04651   0.03731  -0.0567   1.0000   1.0000
   1.750   0.1190   0.04792   0.03846  -0.0572   0.9991   1.0000
   2.000   0.1785   0.05145   0.04162  -0.0651   0.9824   1.0000
   2.250   0.2107   0.05341   0.04339  -0.0681   0.9677   1.0000
   2.500   0.3611   0.05466   0.04407  -0.0847   0.8421   1.0000
   2.750   0.3898   0.05600   0.04529  -0.0858   0.8299   1.0000
   3.000   0.4263   0.05735   0.04652  -0.0879   0.8170   1.0000
   3.250   0.4382   0.05862   0.04775  -0.0869   0.8061   1.0000
   3.500   0.4576   0.06000   0.04908  -0.0868   0.7943   1.0000
   3.750   0.4865   0.06136   0.05036  -0.0877   0.7816   1.0000
   4.000   0.5216   0.06268   0.05163  -0.0894   0.7697   1.0000
   4.250   0.5246   0.06424   0.05319  -0.0875   0.7583   1.0000
   4.500   0.5452   0.06573   0.05465  -0.0875   0.7463   1.0000
   4.750   0.5773   0.06706   0.05596  -0.0886   0.7342   1.0000
   5.000   0.5933   0.06859   0.05750  -0.0882   0.7226   1.0000
   5.250   0.6019   0.07038   0.05930  -0.0871   0.7111   1.0000
   5.500   0.6243   0.07187   0.06080  -0.0872   0.6988   1.0000
   5.750   0.6547   0.07302   0.06197  -0.0878   0.6856   1.0000
   6.000   0.6847   0.07388   0.06283  -0.0880   0.6707   1.0000
   6.250   0.7032   0.07476   0.06375  -0.0869   0.6533   1.0000
   6.500   0.7233   0.07549   0.06452  -0.0859   0.6356   1.0000
   6.750   0.7467   0.07606   0.06512  -0.0851   0.6184   1.0000
   7.000   0.7723   0.07664   0.06576  -0.0844   0.6033   1.0000
   7.250   0.8121   0.07644   0.06562  -0.0846   0.5910   1.0000
   7.500   0.8274   0.07770   0.06695  -0.0836   0.5771   1.0000
   7.750   0.8365   0.07945   0.06877  -0.0823   0.5626   1.0000
   8.000   0.8456   0.08133   0.07074  -0.0812   0.5484   1.0000
   8.250   0.8556   0.08327   0.07275  -0.0802   0.5346   1.0000
   8.500   0.8695   0.08492   0.07448  -0.0792   0.5210   1.0000
   8.750   0.8897   0.08600   0.07565  -0.0784   0.5081   1.0000
   9.000   0.9292   0.08515   0.07494  -0.0777   0.4972   1.0000
   9.250   0.9268   0.08840   0.07824  -0.0766   0.4827   1.0000
   9.500   0.9164   0.09286   0.08275  -0.0759   0.4696   1.0000
   9.750   0.9150   0.09676   0.08672  -0.0756   0.4596   1.0000
  10.000   0.9273   0.09934   0.08939  -0.0753   0.4516   1.0000
  10.250   0.9100   0.10539   0.09547  -0.0757   0.4447   1.0000
  10.500   0.9008   0.11049   0.10063  -0.0761   0.4390   1.0000
  10.750   0.9281   0.11172   0.10198  -0.0757   0.4324   1.0000
  11.000   0.9080   0.11858   0.10888  -0.0770   0.4315   1.0000
  11.250   0.9072   0.12380   0.11419  -0.0782   0.4327   1.0000
  15.500   1.3934   0.08789   0.08053  -0.0355   0.1864   1.0000
  15.750   1.3485   0.09744   0.09037  -0.0371   0.1860   1.0000
  16.000   1.3318   0.10222   0.09519  -0.0373   0.1731   1.0000
  16.250   1.3586   0.09946   0.09195  -0.0338   0.1430   1.0000
  16.500   1.3207   0.10866   0.10146  -0.0365   0.1425   1.0000
  16.750   1.2803   0.11941   0.11244  -0.0406   0.1430   1.0000
  17.500   1.0392   0.20224   0.19482  -0.0885   0.1874   1.0000
  17.750   1.0290   0.20889   0.20141  -0.0930   0.1849   1.0000
  18.000   1.0271   0.21512   0.20765  -0.0964   0.1849   1.0000
  18.250   1.0382   0.21828   0.21088  -0.0968   0.1732   1.0000
  18.500   0.7019   0.20059   0.19374  -0.0670   0.2598   1.0000
  18.750   0.7133   0.20498   0.19819  -0.0671   0.2456   1.0000
<< Back to GOE 412 AIRFOIL (goe412-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 412 AIRFOIL (goe412-il)