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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 412 AIRFOIL (goe412-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 26.8 at α=8°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe412-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe412-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.3085   0.13480   0.12781  -0.0439   1.0000   0.1222
 -10.500  -0.3218   0.13374   0.12686  -0.0430   1.0000   0.1225
 -10.250  -0.3363   0.13270   0.12594  -0.0419   1.0000   0.1228
 -10.000  -0.3222   0.12822   0.12147  -0.0393   1.0000   0.1246
  -9.750  -0.3187   0.12590   0.11920  -0.0368   1.0000   0.1274
  -9.500  -0.3252   0.12442   0.11780  -0.0347   1.0000   0.1296
  -9.250  -0.3346   0.12305   0.11651  -0.0329   0.9999   0.1316
  -9.000  -0.3269   0.11956   0.11301  -0.0375   0.9941   0.1347
  -8.750  -0.3183   0.11581   0.10926  -0.0415   0.9878   0.1352
  -8.250  -0.3272   0.10096   0.09430  -0.0565   0.9719   0.0809
  -8.000  -0.3172   0.09757   0.09090  -0.0578   0.9644   0.0799
  -7.750  -0.3083   0.09329   0.08660  -0.0622   0.9573   0.0795
  -7.500  -0.3023   0.08892   0.08221  -0.0664   0.9483   0.0794
  -7.250  -0.2961   0.08448   0.07773  -0.0706   0.9398   0.0792
  -7.000  -0.2856   0.07969   0.07287  -0.0754   0.9324   0.0788
  -6.750  -0.2801   0.07546   0.06855  -0.0782   0.9238   0.0781
  -6.500  -0.2670   0.07033   0.06326  -0.0828   0.9172   0.0772
  -6.250  -0.2600   0.06583   0.05859  -0.0852   0.9088   0.0765
  -6.000  -0.2435   0.06063   0.05307  -0.0893   0.9027   0.0760
  -5.750  -0.2307   0.05631   0.04841  -0.0914   0.8955   0.0759
  -5.500  -0.2112   0.05227   0.04395  -0.0937   0.8893   0.0769
  -5.250  -0.1819   0.04815   0.03922  -0.0973   0.8855   0.0790
  -5.000  -0.1681   0.04550   0.03605  -0.0968   0.8775   0.0804
  -4.750  -0.1385   0.04262   0.03258  -0.0985   0.8731   0.0816
  -4.500  -0.1098   0.04088   0.03061  -0.0997   0.8687   0.0831
  -4.250  -0.0895   0.03968   0.02920  -0.0991   0.8617   0.0848
  -4.000  -0.0572   0.03822   0.02744  -0.1004   0.8576   0.0875
  -3.750  -0.0267   0.03699   0.02584  -0.1013   0.8532   0.0922
  -3.500  -0.0051   0.03621   0.02484  -0.1006   0.8462   0.0967
  -3.250   0.0277   0.03539   0.02393  -0.1017   0.8422   0.1030
  -3.000   0.0643   0.03435   0.02264  -0.1032   0.8391   0.1110
  -2.750   0.0804   0.03412   0.02234  -0.1015   0.8307   0.1193
  -2.500   0.1136   0.03353   0.02158  -0.1025   0.8266   0.1374
  -2.250   0.1508   0.03288   0.02095  -0.1043   0.8236   0.1617
  -2.000   0.1645   0.03306   0.02116  -0.1025   0.8147   0.1867
  -1.750   0.1969   0.03275   0.02099  -0.1036   0.8104   0.2204
  -1.500   0.2341   0.03229   0.02053  -0.1052   0.8074   0.2518
  -1.250   0.2470   0.03256   0.02086  -0.1031   0.7982   0.2766
  -1.000   0.2793   0.03216   0.02060  -0.1040   0.7939   0.3270
  -0.750   0.3144   0.03143   0.02027  -0.1052   0.7909   0.4137
  -0.500   0.3228   0.03137   0.02088  -0.1023   0.7816   0.5533
  -0.250   0.3632   0.03054   0.02073  -0.1034   0.7774   1.0000
   0.000   0.4000   0.03058   0.02043  -0.1048   0.7740   1.0000
   0.250   0.4080   0.03148   0.02116  -0.1021   0.7635   1.0000
   0.500   0.4411   0.03161   0.02103  -0.1029   0.7591   1.0000
   0.750   0.4578   0.03228   0.02154  -0.1014   0.7509   1.0000
   1.000   0.4835   0.03263   0.02173  -0.1012   0.7444   1.0000
   1.250   0.5200   0.03260   0.02151  -0.1024   0.7407   1.0000
   1.500   0.5276   0.03360   0.02244  -0.0997   0.7298   1.0000
   1.750   0.5619   0.03359   0.02229  -0.1005   0.7253   1.0000
   2.000   0.5735   0.03448   0.02311  -0.0984   0.7152   1.0000
   2.250   0.6051   0.03452   0.02304  -0.0988   0.7098   1.0000
   2.750   0.6491   0.03540   0.02380  -0.0971   0.6941   1.0000
   3.000   0.6864   0.03515   0.02347  -0.0980   0.6902   1.0000
   3.250   0.6929   0.03629   0.02459  -0.0954   0.6783   1.0000
   3.500   0.7314   0.03591   0.02418  -0.0964   0.6747   1.0000
   3.750   0.7360   0.03720   0.02547  -0.0936   0.6623   1.0000
   4.250   0.7786   0.03813   0.02640  -0.0918   0.6462   1.0000
   4.750   0.8209   0.03907   0.02736  -0.0899   0.6299   1.0000
   5.000   0.8584   0.03851   0.02683  -0.0904   0.6259   1.0000
   5.250   0.8642   0.03984   0.02819  -0.0880   0.6132   1.0000
   5.750   0.9114   0.04011   0.02855  -0.0861   0.5961   1.0000
   6.000   0.9209   0.04113   0.02963  -0.0840   0.5833   1.0000
   6.250   0.9649   0.03961   0.02814  -0.0845   0.5784   1.0000
   6.500   0.9741   0.04046   0.02906  -0.0821   0.5644   1.0000
   6.750   0.9875   0.04100   0.02965  -0.0801   0.5510   1.0000
   7.000   1.0069   0.04110   0.02981  -0.0786   0.5391   1.0000
   7.250   1.0420   0.04006   0.02883  -0.0782   0.5310   1.0000
   7.500   1.0506   0.04115   0.03000  -0.0761   0.5176   1.0000
   7.750   1.0640   0.04196   0.03090  -0.0745   0.5057   1.0000
   8.000   1.0992   0.04102   0.03002  -0.0742   0.4983   1.0000
   8.250   1.1063   0.04234   0.03146  -0.0721   0.4850   1.0000
   8.500   1.1178   0.04338   0.03259  -0.0705   0.4727   1.0000
   8.750   1.1435   0.04323   0.03252  -0.0696   0.4632   1.0000
   9.000   1.1620   0.04367   0.03305  -0.0683   0.4519   1.0000
   9.250   1.1717   0.04489   0.03439  -0.0666   0.4389   1.0000
   9.500   1.1866   0.04567   0.03525  -0.0652   0.4268   1.0000
   9.750   1.2110   0.04560   0.03523  -0.0642   0.4159   1.0000
  10.000   1.2285   0.04613   0.03583  -0.0628   0.4037   1.0000
  10.250   1.2366   0.04754   0.03736  -0.0612   0.3905   1.0000
  10.500   1.2480   0.04868   0.03858  -0.0597   0.3780   1.0000
  10.750   1.2659   0.04926   0.03921  -0.0584   0.3665   1.0000
  11.000   1.2855   0.04970   0.03968  -0.0572   0.3552   1.0000
  11.250   1.2877   0.05182   0.04192  -0.0556   0.3433   1.0000
  11.500   1.2985   0.05312   0.04333  -0.0542   0.3324   1.0000
  11.750   1.3201   0.05333   0.04352  -0.0531   0.3218   1.0000
  12.000   1.3144   0.05629   0.04667  -0.0515   0.3111   1.0000
  12.250   1.3243   0.05774   0.04821  -0.0503   0.3016   1.0000
  12.500   1.3320   0.05947   0.05006  -0.0491   0.2928   1.0000
  12.750   1.3328   0.06197   0.05274  -0.0479   0.2841   1.0000
  13.000   1.3460   0.06298   0.05381  -0.0467   0.2753   1.0000
  13.250   1.3343   0.06691   0.05795  -0.0457   0.2669   1.0000
  13.500   1.3549   0.06714   0.05824  -0.0446   0.2592   1.0000
  13.750   1.3342   0.07237   0.06374  -0.0440   0.2518   1.0000
  14.000   1.3476   0.07320   0.06463  -0.0429   0.2433   1.0000
  14.250   1.3273   0.07861   0.07027  -0.0427   0.2355   1.0000
  14.500   1.3263   0.08125   0.07301  -0.0421   0.2261   1.0000
  14.750   1.3301   0.08293   0.07472  -0.0413   0.2148   1.0000
  15.000   1.3067   0.08930   0.08132  -0.0422   0.2067   1.0000
  15.250   1.2997   0.09290   0.08499  -0.0423   0.1955   1.0000
  15.500   1.2953   0.09602   0.08810  -0.0425   0.1829   1.0000
  15.750   1.2907   0.09924   0.09126  -0.0429   0.1699   1.0000
  16.000   1.2712   0.10574   0.09797  -0.0448   0.1602   1.0000
  16.250   1.2588   0.11109   0.10342  -0.0465   0.1497   1.0000
  16.500   1.2522   0.11543   0.10780  -0.0478   0.1389   1.0000
  16.750   1.2298   0.12345   0.11608  -0.0512   0.1306   1.0000
  17.000   1.2145   0.13019   0.12295  -0.0541   0.1216   1.0000
<< Back to GOE 412 AIRFOIL (goe412-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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