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

GOE 422 AIRFOIL (goe422-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 422 AIRFOIL (goe422-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.79 at α=3.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe422-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe422-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 422 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.3264   0.15084   0.14480  -0.0168   1.0000   0.1864
  -9.000  -0.3475   0.15124   0.14529  -0.0162   1.0000   0.1904
  -8.750  -0.3831   0.15310   0.14726  -0.0160   1.0000   0.1918
  -8.500  -0.3550   0.14673   0.14091  -0.0139   1.0000   0.1954
  -8.250  -0.3495   0.14443   0.13865  -0.0122   1.0000   0.2001
  -8.000  -0.3579   0.14329   0.13757  -0.0110   1.0000   0.2053
  -7.750  -0.3865   0.14388   0.13825  -0.0103   1.0000   0.2094
  -7.500  -0.4287   0.14541   0.13989  -0.0091   1.0000   0.2107
  -7.250  -0.3869   0.13854   0.13302  -0.0075   1.0000   0.2156
  -7.000  -0.3863   0.13665   0.13117  -0.0058   1.0000   0.2206
  -6.750  -0.4023   0.13578   0.13038  -0.0044   1.0000   0.2261
  -6.500  -0.4455   0.13668   0.13138  -0.0024   1.0000   0.2293
  -6.250  -0.4857   0.13646   0.13128  -0.0027   1.0000   0.2308
  -6.000  -0.4322   0.13034   0.12514   0.0005   1.0000   0.2373
  -5.750  -0.4421   0.12889   0.12374   0.0026   1.0000   0.2430
  -5.500  -0.4792   0.12860   0.12353   0.0031   1.0000   0.2488
  -5.250  -0.4915   0.12577   0.12077   0.0027   1.0000   0.2525
  -5.000  -0.4774   0.12304   0.11808   0.0066   1.0000   0.2580
  -4.750  -0.4875   0.12134   0.11642   0.0067   1.0000   0.2670
  -4.500  -0.5003   0.11853   0.11365   0.0046   1.0000   0.2738
  -4.250  -0.4930   0.11629   0.11145   0.0084   1.0000   0.2801
  -4.000  -0.5042   0.11384   0.10901   0.0032   1.0000   0.2937
  -3.750  -0.4975   0.11149   0.10672   0.0085   1.0000   0.2997
  -3.500  -0.5002   0.10899   0.10423   0.0052   1.0000   0.3156
  -3.250  -0.4947   0.10737   0.10262   0.0058   0.9994   0.3321
  -3.000  -0.4734   0.10500   0.10029   0.0060   0.9928   0.3484
  -2.750  -0.4578   0.10281   0.09808   0.0010   0.9849   0.3785
  -2.500  -0.4434   0.10087   0.09617   0.0020   0.9782   0.4010
  -2.250  -0.4229   0.09924   0.09457   0.0029   0.9691   0.4264
  -1.500  -0.1895   0.07868   0.07165  -0.0687   0.9396   0.2087
  -1.250  -0.0164   0.06981   0.06116  -0.0913   0.8347   0.1802
  -1.000   0.0290   0.06856   0.05949  -0.0947   0.8188   0.1830
  -0.750   0.0878   0.06729   0.05764  -0.0995   0.8042   0.1866
  -0.500   0.0981   0.06732   0.05741  -0.0983   0.7938   0.1901
  -0.250   0.1359   0.06692   0.05690  -0.1001   0.7810   0.1996
   0.000   0.1753   0.06670   0.05635  -0.1019   0.7694   0.2124
   0.250   0.1890   0.06718   0.05689  -0.1009   0.7582   0.2235
   0.500   0.2478   0.06670   0.05631  -0.1043   0.7475   0.2567
   0.750   0.2425   0.06789   0.05747  -0.1014   0.7364   0.2686
   1.000   0.2908   0.06767   0.05740  -0.1036   0.7263   0.3223
   1.250   0.2946   0.06872   0.05861  -0.1019   0.7162   0.3570
   1.500   0.3355   0.06588   0.05777  -0.1004   0.7082   1.0000
   1.750   0.3283   0.06787   0.05954  -0.0979   0.6981   1.0000
   2.000   0.3733   0.06886   0.05998  -0.0998   0.6893   1.0000
   2.250   0.3614   0.07133   0.06239  -0.0973   0.6816   1.0000
   2.500   0.4033   0.07233   0.06304  -0.0990   0.6731   1.0000
   2.750   0.3959   0.07486   0.06551  -0.0970   0.6659   1.0000
   3.000   0.4034   0.07712   0.06765  -0.0964   0.6608   1.0000
   3.250   0.4527   0.07815   0.06837  -0.0986   0.6531   1.0000
   3.500   0.4425   0.08134   0.07154  -0.0971   0.6514   1.0000
   3.750   0.4431   0.08425   0.07440  -0.0964   0.6508   1.0000
   4.000   0.4541   0.08721   0.07727  -0.0967   0.6521   1.0000
   4.250   0.3735   0.09533   0.08578  -0.0950   0.7316   1.0000
   4.500   0.4100   0.09935   0.08960  -0.0977   0.7278   1.0000
   4.750   0.3917   0.09936   0.08961  -0.0940   0.7209   1.0000
   5.000   0.4121   0.10157   0.09171  -0.0945   0.7135   1.0000
   5.250   0.4453   0.10529   0.09528  -0.0968   0.7098   1.0000
   5.500   0.4400   0.10660   0.09655  -0.0949   0.7062   1.0000
   5.750   0.4461   0.10790   0.09780  -0.0939   0.6974   1.0000
   6.000   0.4760   0.11114   0.10092  -0.0956   0.6921   1.0000
   6.250   0.4840   0.11349   0.10321  -0.0952   0.6883   1.0000
   6.500   0.4851   0.11444   0.10413  -0.0937   0.6794   1.0000
   6.750   0.5096   0.11738   0.10700  -0.0949   0.6745   1.0000
   7.000   0.5405   0.12177   0.11130  -0.0970   0.6716   1.0000
   7.250   0.5224   0.12108   0.11063  -0.0937   0.6622   1.0000
   7.500   0.5471   0.12401   0.11350  -0.0948   0.6562   1.0000
   7.750   0.5803   0.12878   0.11820  -0.0970   0.6533   1.0000
   8.000   0.5596   0.12780   0.11725  -0.0938   0.6445   1.0000
   8.250   0.5821   0.13062   0.12003  -0.0946   0.6383   1.0000
   8.500   0.6191   0.13590   0.12527  -0.0972   0.6351   1.0000
   8.750   0.5968   0.13453   0.12392  -0.0940   0.6256   1.0000
   9.000   0.6192   0.13749   0.12686  -0.0949   0.6199   1.0000
   9.250   0.6521   0.14264   0.13198  -0.0970   0.6167   1.0000
   9.500   0.6331   0.14133   0.13070  -0.0944   0.6068   1.0000
   9.750   0.6573   0.14460   0.13396  -0.0955   0.6011   1.0000
  10.000   0.6759   0.14841   0.13777  -0.0964   0.5978   1.0000
  10.250   0.6689   0.14822   0.13760  -0.0951   0.5878   1.0000
  10.500   0.6952   0.15193   0.14133  -0.0963   0.5823   1.0000
<< Back to GOE 422 AIRFOIL (goe422-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 422 AIRFOIL (goe422-il)