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

GOE 421 AIRFOIL (goe421-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 421 AIRFOIL (goe421-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.44 at α=13°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe421-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe421-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 421 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.3833   0.16285   0.15747  -0.0093   1.0000   0.2203
  -8.000  -0.4100   0.16352   0.15821  -0.0089   1.0000   0.2239
  -7.750  -0.4502   0.16528   0.16008  -0.0081   1.0000   0.2250
  -7.500  -0.4045   0.15707   0.15182  -0.0068   1.0000   0.2294
  -7.250  -0.4023   0.15483   0.14959  -0.0055   1.0000   0.2340
  -7.000  -0.4125   0.15345   0.14825  -0.0045   1.0000   0.2390
  -6.750  -0.4459   0.15385   0.14874  -0.0033   1.0000   0.2426
  -6.500  -0.4932   0.15494   0.14994  -0.0009   1.0000   0.2436
  -6.250  -0.4472   0.14763   0.14258  -0.0011   1.0000   0.2472
  -6.000  -0.4413   0.14506   0.14002   0.0003   1.0000   0.2518
  -5.750  -0.4539   0.14353   0.13853   0.0021   1.0000   0.2572
  -5.500  -0.4915   0.14317   0.13825   0.0045   1.0000   0.2611
  -5.250  -0.5179   0.14119   0.13635   0.0028   1.0000   0.2634
  -5.000  -0.4937   0.13714   0.13228   0.0070   1.0000   0.2679
  -4.750  -0.4886   0.13488   0.13002   0.0065   0.9973   0.2751
  -4.500  -0.5016   0.13263   0.12778  -0.0014   0.9924   0.2829
  -4.250  -0.4843   0.12927   0.12441   0.0015   0.9880   0.2867
  -4.000  -0.4772   0.12770   0.12276  -0.0103   0.9816   0.3012
  -3.750  -0.4694   0.12403   0.11913  -0.0040   0.9777   0.3046
  -3.500  -0.4541   0.12193   0.11695  -0.0128   0.9704   0.3207
  -3.250  -0.4439   0.11919   0.11424  -0.0083   0.9669   0.3250
  -3.000  -0.4294   0.11649   0.11147  -0.0153   0.9587   0.3405
  -2.750  -0.3358   0.10014   0.09422  -0.0559   0.9538   0.2434
  -2.500  -0.3403   0.10041   0.09467  -0.0490   0.9465   0.2612
  -2.250  -0.3246   0.10111   0.09547  -0.0466   0.9399   0.2859
  -2.000  -0.2244   0.08656   0.07969  -0.0795   0.9370   0.2283
  -1.750  -0.2019   0.08557   0.07863  -0.0810   0.9271   0.2354
  -1.500  -0.1427   0.08459   0.07706  -0.0914   0.9226   0.2475
  -1.250  -0.1316   0.08334   0.07578  -0.0906   0.9118   0.2558
  -1.000  -0.0878   0.08418   0.07633  -0.0960   0.9062   0.2718
  -0.750  -0.0649   0.08332   0.07525  -0.0976   0.8946   0.2865
  -0.500  -0.0396   0.08377   0.07553  -0.0994   0.8861   0.3041
  -0.250  -0.0014   0.08538   0.07706  -0.1025   0.8761   0.3271
   0.000   0.0127   0.08538   0.07695  -0.1023   0.8645   0.3440
   0.250   0.0415   0.08698   0.07847  -0.1040   0.8563   0.3663
   0.500   0.0739   0.08824   0.07960  -0.1063   0.8438   0.3899
   0.750   0.0851   0.08864   0.07996  -0.1056   0.8317   0.4041
   1.000   0.1149   0.09053   0.08173  -0.1077   0.8235   0.4232
   1.250   0.1437   0.09179   0.08287  -0.1095   0.8105   0.4406
   1.500   0.1531   0.09266   0.08360  -0.1090   0.7994   0.4523
   1.750   0.1952   0.09537   0.08618  -0.1126   0.7911   0.4710
   2.000   0.2014   0.09563   0.08649  -0.1112   0.7782   0.4793
   2.250   0.2248   0.09790   0.08860  -0.1128   0.7725   0.4914
   2.500   0.2386   0.09884   0.08952  -0.1125   0.7614   0.4998
   2.750   0.2693   0.10161   0.09209  -0.1149   0.7563   0.5120
   3.000   0.2727   0.10218   0.09265  -0.1134   0.7453   0.5194
   3.250   0.3152   0.10548   0.09578  -0.1169   0.7398   0.5348
   3.500   0.3036   0.10578   0.09610  -0.1140   0.7324   0.5397
   3.750   0.3291   0.10785   0.09810  -0.1154   0.7260   0.5542
   4.000   0.3667   0.11132   0.10154  -0.1182   0.7226   0.5779
   4.250   0.3517   0.11147   0.10173  -0.1150   0.7167   0.5863
   4.500   0.3731   0.11317   0.10356  -0.1157   0.7096   0.6136
   4.750   0.4091   0.11601   0.10684  -0.1178   0.7059   0.6819
   5.000   0.3885   0.11487   0.10636  -0.1125   0.7009   0.9069
   5.250   0.4083   0.11682   0.10789  -0.1142   0.6939   1.0000
   5.500   0.4380   0.11998   0.11064  -0.1164   0.6899   1.0000
   5.750   0.4621   0.12351   0.11391  -0.1178   0.6877   1.0000
   6.000   0.4501   0.12350   0.11386  -0.1152   0.6814   1.0000
   6.250   0.4683   0.12567   0.11585  -0.1156   0.6755   1.0000
   6.500   0.4979   0.12915   0.11915  -0.1173   0.6719   1.0000
   6.750   0.5011   0.13087   0.12079  -0.1165   0.6687   1.0000
   7.000   0.5043   0.13179   0.12166  -0.1154   0.6616   1.0000
   7.250   0.5240   0.13427   0.12402  -0.1161   0.6573   1.0000
   7.500   0.5508   0.13785   0.12749  -0.1176   0.6545   1.0000
   7.750   0.5568   0.13983   0.12942  -0.1171   0.6521   1.0000
   8.000   0.5553   0.14023   0.12980  -0.1158   0.6454   1.0000
   8.250   0.5739   0.14257   0.13207  -0.1163   0.6404   1.0000
   8.500   0.6013   0.14631   0.13573  -0.1178   0.6372   1.0000
   8.750   0.6041   0.14779   0.13719  -0.1172   0.6342   1.0000
   9.000   0.6066   0.14849   0.13788  -0.1164   0.6277   1.0000
   9.250   0.6244   0.15088   0.14024  -0.1170   0.6232   1.0000
   9.500   0.6491   0.15450   0.14382  -0.1182   0.6202   1.0000
   9.750   0.6588   0.15690   0.14620  -0.1183   0.6176   1.0000
  10.000   0.6568   0.15679   0.14610  -0.1173   0.6102   1.0000
  10.250   0.6758   0.15937   0.14866  -0.1180   0.6053   1.0000
  10.500   0.7022   0.16363   0.15291  -0.1194   0.6024   1.0000
  10.750   0.6976   0.16382   0.15312  -0.1186   0.5980   1.0000
  11.000   0.7078   0.16518   0.15449  -0.1187   0.5905   1.0000
  11.250   0.7344   0.16913   0.15845  -0.1200   0.5857   1.0000
  11.500   0.7336   0.16983   0.15917  -0.1196   0.5801   1.0000
  11.750   0.7482   0.17166   0.16103  -0.1199   0.5714   1.0000
  12.250   0.7683   0.17554   0.16498  -0.1206   0.5576   1.0000
  12.500   0.7962   0.17982   0.16930  -0.1219   0.5511   1.0000
  12.750   0.7917   0.18003   0.16955  -0.1217   0.5431   1.0000
  13.000   0.8150   0.18349   0.17306  -0.1226   0.5348   1.0000
<< Back to GOE 421 AIRFOIL (goe421-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 421 AIRFOIL (goe421-il)