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

GOE 425 AIRFOIL (goe425-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 425 AIRFOIL (goe425-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.22 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe425-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe425-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 425 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.2724   0.12868   0.12222  -0.0371   1.0000   0.2431
 -10.250  -0.2319   0.12162   0.11518  -0.0359   1.0000   0.2517
 -10.000  -0.2573   0.12272   0.11648  -0.0368   1.0000   0.2601
  -9.750  -0.2381   0.11826   0.11213  -0.0351   1.0000   0.2654
  -9.500  -0.2624   0.11976   0.11385  -0.0294   1.0000   0.2685
  -9.250  -0.2935   0.12190   0.11617  -0.0237   1.0000   0.2711
  -9.000  -0.3276   0.12389   0.11832  -0.0198   1.0000   0.2757
  -8.750  -0.3185   0.12082   0.11528  -0.0209   0.9962   0.2826
  -8.500  -0.3161   0.11856   0.11305  -0.0264   0.9868   0.2965
  -8.250  -0.2953   0.11521   0.10966  -0.0308   0.9781   0.3126
  -8.000  -0.2623   0.11053   0.10493  -0.0350   0.9704   0.3295
  -7.750  -0.2415   0.10711   0.10150  -0.0381   0.9611   0.3470
  -7.500  -0.2306   0.10462   0.09900  -0.0419   0.9527   0.3655
  -7.250  -0.2111   0.10138   0.09576  -0.0441   0.9431   0.3832
  -7.000  -0.1742   0.09664   0.09096  -0.0483   0.9369   0.4014
  -6.750  -0.1697   0.09501   0.08936  -0.0492   0.9263   0.4180
  -6.500  -0.1479   0.09189   0.08619  -0.0518   0.9190   0.4353
  -6.250  -0.1021   0.08649   0.08072  -0.0555   0.9119   0.4431
  -6.000  -0.0833   0.08342   0.07763  -0.0585   0.9053   0.4581
  -5.750  -0.1108   0.08418   0.07848  -0.0539   0.8928   0.4721
  -5.500  -0.3006   0.06547   0.05886  -0.0796   0.8763   0.1908
  -5.250  -0.2778   0.05987   0.05273  -0.0837   0.8712   0.1724
  -5.000  -0.2695   0.05720   0.04977  -0.0834   0.8655   0.1658
  -4.750  -0.2578   0.05439   0.04614  -0.0837   0.8595   0.1575
  -4.500  -0.2268   0.05191   0.04330  -0.0857   0.8541   0.1551
  -4.250  -0.2055   0.05041   0.04142  -0.0860   0.8491   0.1548
  -4.000  -0.1944   0.04958   0.04030  -0.0847   0.8441   0.1551
  -3.750  -0.1691   0.04844   0.03879  -0.0852   0.8391   0.1556
  -3.500  -0.1267   0.04705   0.03694  -0.0878   0.8343   0.1563
  -3.250  -0.1185   0.04694   0.03662  -0.0858   0.8297   0.1570
  -3.000  -0.1008   0.04676   0.03617  -0.0850   0.8255   0.1585
  -2.750  -0.0750   0.04623   0.03564  -0.0853   0.8212   0.1626
  -2.500  -0.0335   0.04577   0.03507  -0.0874   0.8164   0.1722
  -2.250  -0.0257   0.04612   0.03538  -0.0854   0.8128   0.1774
  -2.000  -0.0131   0.04639   0.03571  -0.0841   0.8097   0.1851
  -1.750   0.0057   0.04660   0.03591  -0.0835   0.8063   0.1966
  -1.500   0.0344   0.04653   0.03598  -0.0843   0.8021   0.2266
  -1.250   0.0624   0.04461   0.03651  -0.0823   0.7980   0.6505
  -1.000   0.0578   0.04518   0.03747  -0.0764   0.7966   0.7524
  -0.750   0.0677   0.04582   0.03852  -0.0727   0.7947   0.9110
  -0.500   0.0870   0.04703   0.03941  -0.0744   0.7931   1.0000
  -0.250   0.1008   0.04834   0.04040  -0.0748   0.7929   1.0000
   0.000   0.1151   0.04978   0.04155  -0.0751   0.7937   1.0000
   0.250   0.1309   0.05132   0.04282  -0.0756   0.7953   1.0000
   0.500   0.1521   0.05310   0.04434  -0.0769   0.7989   1.0000
   2.000   0.1241   0.06166   0.05228  -0.0660   0.9081   1.0000
   2.250   0.1436   0.06317   0.05363  -0.0665   0.8958   1.0000
   2.500   0.1849   0.06654   0.05678  -0.0706   0.8873   1.0000
   2.750   0.1986   0.06732   0.05742  -0.0699   0.8723   1.0000
   3.000   0.2138   0.06867   0.05865  -0.0696   0.8598   1.0000
   3.250   0.2519   0.07193   0.06174  -0.0730   0.8523   1.0000
   3.500   0.2596   0.07255   0.06227  -0.0715   0.8384   1.0000
   3.750   0.2774   0.07440   0.06402  -0.0716   0.8287   1.0000
   4.000   0.3073   0.07683   0.06635  -0.0735   0.8181   1.0000
   4.250   0.3143   0.07789   0.06734  -0.0721   0.8070   1.0000
   4.500   0.3478   0.08092   0.07026  -0.0746   0.7997   1.0000
   4.750   0.3509   0.08167   0.07097  -0.0726   0.7879   1.0000
   5.000   0.3875   0.08515   0.07437  -0.0756   0.7813   1.0000
   5.250   0.3863   0.08554   0.07473  -0.0731   0.7692   1.0000
   5.500   0.4203   0.08898   0.07811  -0.0756   0.7636   1.0000
   5.750   0.4172   0.08942   0.07853  -0.0731   0.7527   1.0000
   6.000   0.4496   0.09269   0.08176  -0.0753   0.7462   1.0000
   6.250   0.4480   0.09342   0.08248  -0.0731   0.7358   1.0000
   6.500   0.4766   0.09641   0.08544  -0.0748   0.7290   1.0000
   6.750   0.4785   0.09773   0.08676  -0.0733   0.7213   1.0000
   7.000   0.5000   0.10010   0.08913  -0.0740   0.7126   1.0000
   7.250   0.5149   0.10269   0.09172  -0.0743   0.7069   1.0000
   7.500   0.5241   0.10407   0.09311  -0.0735   0.6963   1.0000
   7.750   0.5607   0.10861   0.09767  -0.0763   0.6917   1.0000
   8.000   0.5482   0.10827   0.09736  -0.0732   0.6801   1.0000
   8.250   0.5841   0.11265   0.10176  -0.0757   0.6744   1.0000
   8.500   0.5737   0.11270   0.10185  -0.0731   0.6629   1.0000
   8.750   0.6152   0.11778   0.10697  -0.0761   0.6563   1.0000
   9.000   0.6034   0.11745   0.10668  -0.0734   0.6433   1.0000
   9.250   0.6149   0.12005   0.10932  -0.0734   0.6347   1.0000
   9.500   0.6384   0.12297   0.11231  -0.0743   0.6233   1.0000
   9.750   0.6359   0.12435   0.11373  -0.0731   0.6120   1.0000
  10.000   0.6717   0.12927   0.11874  -0.0752   0.6040   1.0000
  10.250   0.6678   0.12993   0.11947  -0.0739   0.5903   1.0000
  10.500   0.6694   0.13197   0.12157  -0.0734   0.5784   1.0000
  10.750   0.6939   0.13614   0.12581  -0.0745   0.5692   1.0000
  11.000   0.7040   0.13834   0.12811  -0.0745   0.5555   1.0000
  11.250   0.7012   0.14018   0.13000  -0.0740   0.5429   1.0000
<< Back to GOE 425 AIRFOIL (goe425-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 425 AIRFOIL (goe425-il)