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

GOE 418 AIRFOIL (goe418-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 418 AIRFOIL (goe418-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 12.47 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe418-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe418-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 418 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.2552   0.13361   0.12557  -0.0304   1.0000   0.1759
 -11.000  -0.2552   0.13216   0.12418  -0.0310   1.0000   0.1808
 -10.750  -0.2752   0.13426   0.12639  -0.0327   1.0000   0.1836
 -10.500  -0.2641   0.12939   0.12159  -0.0325   1.0000   0.1855
 -10.250  -0.2424   0.12406   0.11626  -0.0313   1.0000   0.1893
 -10.000  -0.2352   0.12145   0.11371  -0.0309   1.0000   0.1942
  -9.750  -0.2404   0.12060   0.11296  -0.0311   1.0000   0.1999
  -9.500  -0.2690   0.12318   0.11571  -0.0320   1.0000   0.2023
  -9.250  -0.2371   0.11551   0.10804  -0.0305   1.0000   0.2064
  -9.000  -0.2272   0.11260   0.10519  -0.0293   1.0000   0.2119
  -8.750  -0.2328   0.11156   0.10427  -0.0287   1.0000   0.2179
  -8.500  -0.2661   0.11387   0.10679  -0.0278   1.0000   0.2211
  -8.250  -0.2558   0.10941   0.10241  -0.0264   1.0000   0.2237
  -8.000  -0.2396   0.10564   0.09869  -0.0243   1.0000   0.2288
  -7.750  -0.2472   0.10460   0.09776  -0.0219   1.0000   0.2345
  -7.500  -0.2748   0.10548   0.09883  -0.0187   1.0000   0.2386
  -7.250  -0.3165   0.10757   0.10113  -0.0144   1.0000   0.2401
  -7.000  -0.3588   0.10943   0.10319  -0.0101   1.0000   0.2406
  -6.750  -0.3113   0.10213   0.09588  -0.0090   1.0000   0.2479
  -6.500  -0.3288   0.10186   0.09573  -0.0055   1.0000   0.2519
  -6.250  -0.3583   0.10240   0.09641  -0.0017   1.0000   0.2556
  -6.000  -0.3951   0.10341   0.09754   0.0002   1.0000   0.2586
  -5.750  -0.4198   0.10269   0.09692   0.0001   1.0000   0.2612
  -5.500  -0.4038   0.09910   0.09337   0.0047   1.0000   0.2665
  -5.250  -0.4126   0.09888   0.09313  -0.0049   0.9921   0.2795
  -5.000  -0.3751   0.09354   0.08782  -0.0018   0.9856   0.2869
  -4.750  -0.3629   0.09094   0.08520  -0.0079   0.9753   0.3010
  -4.500  -0.3456   0.08859   0.08282  -0.0130   0.9657   0.3185
  -4.250  -0.3308   0.08635   0.08056  -0.0156   0.9560   0.3370
  -4.000  -0.3069   0.08297   0.07723  -0.0132   0.9486   0.3504
  -3.750  -0.2930   0.08078   0.07503  -0.0154   0.9394   0.3724
  -3.500  -0.2864   0.07894   0.07319  -0.0167   0.9305   0.3961
  -3.250  -0.2671   0.07609   0.07040  -0.0143   0.9226   0.4196
  -3.000  -0.2617   0.07477   0.06911  -0.0128   0.9140   0.4565
  -2.750   0.2285   0.05381   0.04779  -0.0530   0.9289   0.9937
  -2.500   0.1696   0.05637   0.05046  -0.0394   0.9134   0.9514
  -2.250   0.0555   0.06045   0.05471  -0.0192   0.8982   0.8595
  -2.000  -0.0390   0.06287   0.05728  -0.0053   0.8850   0.7948
  -1.750  -0.0668   0.06267   0.05716   0.0007   0.8747   0.7967
  -1.250   0.0128   0.05415   0.04616  -0.0686   0.8485   0.2808
  -1.000   0.0477   0.05252   0.04432  -0.0710   0.8393   0.2737
  -0.750   0.0776   0.05126   0.04279  -0.0727   0.8291   0.2693
  -0.500   0.1137   0.05019   0.04134  -0.0750   0.8197   0.2663
  -0.250   0.1413   0.04958   0.04052  -0.0758   0.8092   0.2687
   0.000   0.1717   0.04912   0.03981  -0.0768   0.7994   0.2709
   0.250   0.2014   0.04885   0.03927  -0.0776   0.7891   0.2757
   0.500   0.2277   0.04893   0.03904  -0.0780   0.7788   0.2793
   0.750   0.2613   0.04846   0.03861  -0.0791   0.7686   0.2869
   1.000   0.2784   0.04893   0.03894  -0.0783   0.7580   0.2927
   1.250   0.3185   0.04871   0.03853  -0.0798   0.7482   0.3008
   1.500   0.3272   0.04952   0.03935  -0.0781   0.7371   0.3072
   1.750   0.3780   0.04932   0.03894  -0.0809   0.7280   0.3198
   2.000   0.3813   0.05061   0.04024  -0.0790   0.7164   0.3264
   2.250   0.4390   0.05016   0.03976  -0.0822   0.7080   0.3479
   2.500   0.4303   0.05215   0.04172  -0.0794   0.6967   0.3528
   2.750   0.4857   0.05160   0.04138  -0.0820   0.6887   0.3863
   3.000   0.4731   0.05389   0.04370  -0.0792   0.6778   0.3961
   3.250   0.5197   0.05296   0.04373  -0.0811   0.6703   0.5182
   3.500   0.5208   0.05463   0.04600  -0.0801   0.6611   1.0000
   3.750   0.5488   0.05591   0.04683  -0.0801   0.6527   1.0000
   4.000   0.5566   0.05803   0.04879  -0.0790   0.6449   1.0000
   4.250   0.5559   0.06051   0.05119  -0.0778   0.6384   1.0000
   4.500   0.6018   0.06123   0.05173  -0.0788   0.6304   1.0000
   4.750   0.5827   0.06454   0.05502  -0.0768   0.6244   1.0000
   5.000   0.5824   0.06719   0.05764  -0.0759   0.6195   1.0000
   5.250   0.6300   0.06792   0.05826  -0.0767   0.6092   1.0000
   5.500   0.6092   0.07137   0.06172  -0.0751   0.6044   1.0000
   5.750   0.5355   0.08001   0.07057  -0.0766   0.6730   1.0000
   6.000   0.6878   0.07167   0.06188  -0.0739   0.5699   1.0000
   6.250   0.7157   0.07152   0.06169  -0.0721   0.5500   1.0000
   6.500   0.7537   0.07058   0.06072  -0.0705   0.5313   1.0000
   6.750   0.7569   0.07238   0.06252  -0.0689   0.5159   1.0000
   7.000   0.7528   0.07520   0.06536  -0.0677   0.5026   1.0000
   7.250   0.7765   0.07589   0.06605  -0.0665   0.4889   1.0000
   7.500   0.8424   0.07269   0.06288  -0.0648   0.4764   1.0000
   7.750   0.8330   0.07600   0.06622  -0.0636   0.4604   1.0000
   8.000   0.8385   0.07800   0.06826  -0.0623   0.4440   1.0000
   8.250   0.8512   0.07932   0.06961  -0.0608   0.4274   1.0000
   8.500   0.8658   0.08044   0.07076  -0.0593   0.4106   1.0000
   9.000   0.9500   0.07621   0.06660  -0.0544   0.3863   1.0000
   9.250   0.9356   0.08139   0.07179  -0.0543   0.3710   1.0000
   9.500   0.8822   0.09228   0.08267  -0.0568   0.3570   1.0000
   9.750   0.8830   0.09629   0.08668  -0.0569   0.3486   1.0000
  10.000   0.8536   0.10447   0.09488  -0.0592   0.3418   1.0000
  10.250   0.9176   0.09994   0.09038  -0.0554   0.3346   1.0000
  10.500   0.8671   0.11197   0.10242  -0.0599   0.3332   1.0000
  10.750   0.8563   0.11865   0.10913  -0.0620   0.3336   1.0000
  11.000   0.8565   0.12410   0.11461  -0.0635   0.3345   1.0000
<< Back to GOE 418 AIRFOIL (goe418-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 418 AIRFOIL (goe418-il)