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

GOE 413 AIRFOIL (goe413-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 413 AIRFOIL (goe413-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.04 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe413-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe413-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 413 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.2060   0.13342   0.12603  -0.0349   1.0000   0.2317
 -10.500  -0.2102   0.13266   0.12535  -0.0357   1.0000   0.2380
 -10.250  -0.2473   0.13650   0.12937  -0.0364   1.0000   0.2406
 -10.000  -0.2149   0.12895   0.12186  -0.0350   1.0000   0.2433
  -9.750  -0.2101   0.12673   0.11972  -0.0327   1.0000   0.2467
  -9.500  -0.2171   0.12606   0.11916  -0.0299   1.0000   0.2505
  -9.250  -0.2334   0.12637   0.11959  -0.0269   1.0000   0.2548
  -9.000  -0.2685   0.12886   0.12224  -0.0238   1.0000   0.2585
  -8.750  -0.3166   0.13258   0.12615  -0.0205   1.0000   0.2598
  -8.500  -0.2945   0.12708   0.12069  -0.0185   1.0000   0.2619
  -8.250  -0.2909   0.12506   0.11874  -0.0159   1.0000   0.2650
  -8.000  -0.2971   0.12427   0.11803  -0.0135   1.0000   0.2692
  -7.750  -0.3130   0.12426   0.11811  -0.0112   1.0000   0.2745
  -7.500  -0.3573   0.12682   0.12080  -0.0109   0.9979   0.2790
  -7.250  -0.3013   0.11932   0.11324  -0.0149   0.9922   0.2853
  -7.000  -0.2864   0.11686   0.11077  -0.0187   0.9839   0.2957
  -6.750  -0.2913   0.11494   0.10889  -0.0225   0.9758   0.3015
  -6.500  -0.2487   0.11006   0.10395  -0.0257   0.9686   0.3083
  -6.250  -0.2676   0.11031   0.10425  -0.0273   0.9590   0.3188
  -6.000  -0.2469   0.10617   0.10011  -0.0301   0.9516   0.3231
  -5.750  -0.2162   0.10273   0.09665  -0.0323   0.9447   0.3312
  -5.500  -0.2658   0.10482   0.09884  -0.0308   0.9341   0.3404
  -4.750  -0.3024   0.06841   0.06139  -0.0769   0.9152   0.1871
  -4.500  -0.2823   0.06505   0.05790  -0.0797   0.9092   0.1860
  -4.250  -0.2618   0.06131   0.05394  -0.0833   0.9029   0.1846
  -4.000  -0.2199   0.05621   0.04828  -0.0914   0.8967   0.1840
  -3.750  -0.1801   0.05229   0.04359  -0.0980   0.8906   0.1868
  -3.500  -0.1613   0.05166   0.04305  -0.0979   0.8840   0.1908
  -3.250  -0.1221   0.05042   0.04160  -0.1014   0.8773   0.1976
  -3.000  -0.0847   0.04864   0.03927  -0.1052   0.8708   0.2052
  -2.750  -0.0650   0.04843   0.03915  -0.1050   0.8639   0.2123
  -2.500  -0.0241   0.04782   0.03841  -0.1081   0.8571   0.2289
  -2.250   0.0013   0.04769   0.03828  -0.1087   0.8504   0.2489
  -2.000   0.0248   0.04750   0.03811  -0.1090   0.8432   0.2828
  -1.750   0.0629   0.04794   0.03874  -0.1105   0.8361   0.3368
  -1.500   0.0761   0.04865   0.03945  -0.1093   0.8291   0.3636
  -1.250   0.0940   0.04943   0.04039  -0.1083   0.8216   0.3894
  -1.000   0.1364   0.05025   0.04121  -0.1103   0.8140   0.4270
  -0.750   0.1362   0.05112   0.04220  -0.1074   0.8069   0.4399
  -0.500   0.1637   0.05180   0.04288  -0.1079   0.7988   0.4650
  -0.250   0.1907   0.05263   0.04371  -0.1083   0.7911   0.4907
   0.000   0.2006   0.05352   0.04468  -0.1068   0.7837   0.5085
   0.250   0.2433   0.05397   0.04518  -0.1085   0.7751   0.5391
   0.500   0.2478   0.05505   0.04625  -0.1071   0.7677   0.5564
   0.750   0.2711   0.05573   0.04696  -0.1072   0.7597   0.5817
   1.000   0.3020   0.05636   0.04760  -0.1079   0.7512   0.6178
   1.250   0.3078   0.05741   0.04877  -0.1063   0.7442   0.6464
   1.500   0.3443   0.05757   0.04915  -0.1062   0.7357   0.7063
   1.750   0.3410   0.05873   0.05053  -0.1031   0.7289   0.7520
   2.000   0.3394   0.05925   0.05141  -0.0988   0.7233   0.8334
   2.250   0.3859   0.05992   0.05182  -0.1034   0.7132   1.0000
   2.500   0.3898   0.06208   0.05378  -0.1038   0.7067   1.0000
   2.750   0.4326   0.06344   0.05482  -0.1065   0.6973   1.0000
   3.000   0.4360   0.06571   0.05698  -0.1060   0.6912   1.0000
   3.250   0.4420   0.06797   0.05915  -0.1059   0.6864   1.0000
   3.500   0.4878   0.06926   0.06021  -0.1078   0.6753   1.0000
   3.750   0.4835   0.07203   0.06295  -0.1071   0.6731   1.0000
   4.000   0.4867   0.07478   0.06565  -0.1071   0.6720   1.0000
   4.250   0.4987   0.07777   0.06859  -0.1079   0.6740   1.0000
   4.500   0.4267   0.08463   0.07571  -0.1080   0.7582   1.0000
   4.750   0.4486   0.08769   0.07868  -0.1092   0.7522   1.0000
   5.000   0.4569   0.08901   0.07994  -0.1083   0.7393   1.0000
   5.250   0.4840   0.09246   0.08330  -0.1101   0.7330   1.0000
   5.500   0.4908   0.09365   0.08445  -0.1089   0.7191   1.0000
   5.750   0.5116   0.09685   0.08759  -0.1100   0.7131   1.0000
   6.000   0.5201   0.09829   0.08900  -0.1091   0.7000   1.0000
   6.250   0.5373   0.10128   0.09195  -0.1097   0.6930   1.0000
   6.500   0.5509   0.10310   0.09374  -0.1094   0.6802   1.0000
   6.750   0.5699   0.10644   0.09704  -0.1103   0.6746   1.0000
   7.000   0.5749   0.10782   0.09841  -0.1093   0.6617   1.0000
   7.250   0.6058   0.11199   0.10255  -0.1111   0.6562   1.0000
   7.500   0.5984   0.11263   0.10320  -0.1091   0.6433   1.0000
   7.750   0.6382   0.11731   0.10785  -0.1116   0.6379   1.0000
   8.000   0.6185   0.11762   0.10818  -0.1089   0.6271   1.0000
   8.250   0.6499   0.12127   0.11182  -0.1105   0.6195   1.0000
   8.500   0.6449   0.12316   0.11372  -0.1094   0.6124   1.0000
   8.750   0.6586   0.12552   0.11609  -0.1095   0.6030   1.0000
   9.000   0.6975   0.13063   0.12121  -0.1118   0.5982   1.0000
   9.250   0.6750   0.13061   0.12120  -0.1095   0.5883   1.0000
   9.500   0.6994   0.13392   0.12454  -0.1104   0.5809   1.0000
   9.750   0.7275   0.13897   0.12960  -0.1120   0.5774   1.0000
  10.000   0.7075   0.13853   0.12919  -0.1101   0.5667   1.0000
  10.250   0.7359   0.14248   0.13318  -0.1113   0.5602   1.0000
<< Back to GOE 413 AIRFOIL (goe413-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 413 AIRFOIL (goe413-il)