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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 421 AIRFOIL (goe421-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 11.8 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe421-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe421-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000  -0.0415   0.13674   0.12942  -0.0985   0.8969   0.1034
 -10.750  -0.0323   0.13286   0.12550  -0.1015   0.8940   0.1020
 -10.250  -0.0519   0.12659   0.11927  -0.1025   0.8809   0.0976
 -10.000  -0.0348   0.12354   0.11618  -0.1045   0.8782   0.0993
  -9.750  -0.0471   0.12231   0.11501  -0.1017   0.8692   0.0997
  -9.500  -0.0423   0.11918   0.11185  -0.1032   0.8650   0.1004
  -9.250  -0.0366   0.11526   0.10791  -0.1060   0.8621   0.1003
  -9.000  -0.0588   0.11407   0.10680  -0.1021   0.8521   0.0997
  -8.750  -0.0584   0.11056   0.10328  -0.1037   0.8481   0.0998
  -8.500  -0.0716   0.10892   0.10167  -0.1014   0.8407   0.1003
  -8.250  -0.0794   0.10664   0.09942  -0.1006   0.8344   0.1013
  -8.000  -0.0815   0.10328   0.09605  -0.1018   0.8307   0.1025
  -7.750  -0.1120   0.10254   0.09540  -0.0968   0.8211   0.1024
  -7.500  -0.1247   0.09932   0.09219  -0.0968   0.8158   0.1029
  -7.250  -0.1419   0.09631   0.08922  -0.0962   0.8092   0.1031
  -7.000  -0.1606   0.09299   0.08593  -0.0959   0.8017   0.1033
  -6.750  -0.1656   0.08669   0.07956  -0.1010   0.7974   0.1043
  -6.500  -0.1875   0.08101   0.07383  -0.1036   0.7896   0.1054
  -6.250  -0.1939   0.06559   0.05766  -0.1193   0.7844   0.1094
  -6.000  -0.1690   0.06450   0.05651  -0.1202   0.7811   0.1118
  -5.750  -0.1391   0.06144   0.05314  -0.1243   0.7787   0.1160
  -5.500  -0.1311   0.05762   0.04869  -0.1271   0.7719   0.1209
  -5.250  -0.1094   0.05689   0.04788  -0.1275   0.7673   0.1243
  -5.000  -0.0801   0.05613   0.04700  -0.1288   0.7640   0.1288
  -4.750  -0.0435   0.05402   0.04443  -0.1323   0.7617   0.1366
  -4.500  -0.0387   0.05482   0.04529  -0.1298   0.7543   0.1396
  -4.250  -0.0133   0.05413   0.04435  -0.1307   0.7497   0.1467
  -4.000   0.0169   0.05391   0.04404  -0.1316   0.7463   0.1541
  -3.750   0.0531   0.05311   0.04297  -0.1337   0.7439   0.1652
  -3.500   0.0560   0.05406   0.04392  -0.1312   0.7356   0.1708
  -3.250   0.0827   0.05392   0.04360  -0.1318   0.7312   0.1826
  -3.000   0.1162   0.05356   0.04302  -0.1332   0.7281   0.1975
  -2.750   0.1384   0.05371   0.04294  -0.1333   0.7230   0.2121
  -2.500   0.1499   0.05451   0.04383  -0.1316   0.7159   0.2211
  -2.250   0.1798   0.05445   0.04365  -0.1323   0.7120   0.2368
  -2.000   0.2145   0.05422   0.04327  -0.1335   0.7092   0.2539
  -1.750   0.2164   0.05548   0.04455  -0.1309   0.6998   0.2623
  -1.500   0.2447   0.05556   0.04453  -0.1313   0.6952   0.2760
  -1.250   0.2799   0.05532   0.04412  -0.1325   0.6922   0.2911
  -1.000   0.2833   0.05655   0.04539  -0.1301   0.6823   0.2981
  -0.750   0.3136   0.05649   0.04519  -0.1306   0.6775   0.3109
  -0.500   0.3511   0.05608   0.04458  -0.1319   0.6744   0.3253
  -0.250   0.3535   0.05730   0.04586  -0.1293   0.6631   0.3306
   0.000   0.3882   0.05690   0.04528  -0.1302   0.6588   0.3421
   0.500   0.4282   0.05761   0.04583  -0.1288   0.6433   0.3555
   0.750   0.4665   0.05694   0.04498  -0.1299   0.6401   0.3649
   1.000   0.4686   0.05843   0.04647  -0.1275   0.6281   0.3697
   1.250   0.5033   0.05799   0.04585  -0.1283   0.6241   0.3792
   1.750   0.5394   0.05911   0.04690  -0.1266   0.6083   0.3941
   2.000   0.5750   0.05847   0.04621  -0.1272   0.6052   0.4069
   2.250   0.5755   0.06034   0.04809  -0.1250   0.5926   0.4152
   2.500   0.6084   0.05981   0.04755  -0.1254   0.5889   0.4308
   3.000   0.6414   0.06118   0.04904  -0.1236   0.5727   0.4624
   3.250   0.6490   0.06265   0.05061  -0.1221   0.5623   0.4812
   3.500   0.6735   0.06262   0.05075  -0.1218   0.5565   0.5185
   3.750   0.7046   0.06158   0.05016  -0.1216   0.5536   0.6082
   4.000   0.6912   0.06294   0.05209  -0.1171   0.5401   1.0000
   4.250   0.7235   0.06264   0.05152  -0.1174   0.5368   1.0000
   4.750   0.7504   0.06532   0.05395  -0.1156   0.5205   1.0000
   5.250   0.7738   0.06847   0.05692  -0.1138   0.5045   1.0000
   5.500   0.8041   0.06814   0.05645  -0.1138   0.5020   1.0000
   5.750   0.7945   0.07200   0.06032  -0.1121   0.4890   1.0000
   6.000   0.8219   0.07197   0.06017  -0.1119   0.4861   1.0000
   6.500   0.8328   0.07692   0.06507  -0.1101   0.4709   1.0000
   6.750   0.8586   0.07711   0.06517  -0.1098   0.4685   1.0000
   7.250   0.8583   0.08377   0.07184  -0.1081   0.4537   1.0000
   7.500   0.8832   0.08405   0.07206  -0.1079   0.4515   1.0000
   8.500   0.8663   0.10043   0.08855  -0.1056   0.4268   1.0000
   8.750   0.8710   0.10348   0.09164  -0.1054   0.4228   1.0000
   9.000   0.8862   0.10514   0.09328  -0.1052   0.4201   1.0000
   9.250   0.9063   0.10617   0.09429  -0.1050   0.4181   1.0000
   9.750   0.8821   0.11678   0.10504  -0.1049   0.4079   1.0000
  10.000   0.8893   0.11963   0.10793  -0.1050   0.4053   1.0000
  10.250   0.9014   0.12187   0.11019  -0.1050   0.4032   1.0000
  10.500   0.9187   0.12339   0.11172  -0.1049   0.4014   1.0000
  10.750   0.9195   0.12695   0.11532  -0.1051   0.3980   1.0000
  11.000   0.9060   0.13229   0.12075  -0.1056   0.3936   1.0000
<< Back to GOE 421 AIRFOIL (goe421-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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