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

GOE 426 AIRFOIL (goe426-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 426 AIRFOIL (goe426-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.89 at α=3°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe426-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe426-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 426 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  -0.2846   0.12926   0.12228  -0.0393   1.0000   0.2017
 -10.250  -0.2495   0.12183   0.11481  -0.0374   1.0000   0.2093
 -10.000  -0.2611   0.12151   0.11461  -0.0379   1.0000   0.2171
  -9.750  -0.2486   0.11736   0.11053  -0.0370   1.0000   0.2230
  -9.500  -0.2507   0.11589   0.10914  -0.0363   1.0000   0.2322
  -9.250  -0.2551   0.11380   0.10718  -0.0357   1.0000   0.2374
  -9.000  -0.2475   0.11124   0.10469  -0.0342   1.0000   0.2471
  -8.750  -0.2857   0.11342   0.10712  -0.0327   1.0000   0.2513
  -8.500  -0.2534   0.10761   0.10129  -0.0307   1.0000   0.2609
  -8.250  -0.2865   0.10909   0.10300  -0.0275   1.0000   0.2670
  -8.000  -0.2785   0.10588   0.09986  -0.0248   1.0000   0.2732
  -7.750  -0.2957   0.10585   0.09998  -0.0210   1.0000   0.2804
  -7.500  -0.3393   0.10809   0.10244  -0.0166   1.0000   0.2837
  -7.250  -0.3260   0.10472   0.09912  -0.0140   1.0000   0.2914
  -7.000  -0.3528   0.10541   0.09995  -0.0103   1.0000   0.2982
  -6.750  -0.4005   0.10752   0.10227  -0.0062   1.0000   0.3005
  -6.500  -0.3769   0.10365   0.09840  -0.0044   1.0000   0.3124
  -6.250  -0.3828   0.10209   0.09693  -0.0038   0.9970   0.3223
  -6.000  -0.3552   0.09881   0.09362  -0.0078   0.9871   0.3457
  -5.750  -0.3595   0.09777   0.09262  -0.0105   0.9744   0.3672
  -5.500  -0.3118   0.09310   0.08788  -0.0133   0.9666   0.3984
  -5.250  -0.2808   0.08954   0.08430  -0.0159   0.9573   0.4261
  -5.000  -0.2858   0.08878   0.08359  -0.0152   0.9449   0.4522
  -4.750  -0.2489   0.08511   0.07987  -0.0170   0.9367   0.4844
  -4.500  -0.2175   0.08195   0.07668  -0.0187   0.9278   0.5168
  -4.250  -0.1938   0.07923   0.07394  -0.0190   0.9185   0.5476
  -4.000  -0.1812   0.07770   0.07242  -0.0182   0.9099   0.5882
  -3.750  -0.1463   0.07419   0.06888  -0.0198   0.9009   0.6163
  -3.500  -0.1778   0.05250   0.04493  -0.0811   0.8860   0.1810
  -3.250  -0.1364   0.04944   0.04087  -0.0856   0.8787   0.1682
  -3.000  -0.1110   0.04771   0.03890  -0.0865   0.8714   0.1663
  -2.750  -0.0808   0.04611   0.03695  -0.0879   0.8638   0.1628
  -2.500  -0.0465   0.04477   0.03519  -0.0896   0.8571   0.1596
  -2.250  -0.0238   0.04403   0.03411  -0.0894   0.8493   0.1584
  -2.000   0.0208   0.04303   0.03276  -0.0921   0.8432   0.1602
  -1.750   0.0300   0.04309   0.03266  -0.0901   0.8353   0.1628
  -1.500   0.0674   0.04268   0.03194  -0.0915   0.8286   0.1678
  -1.250   0.0843   0.04261   0.03184  -0.0904   0.8217   0.1714
  -1.000   0.1094   0.04251   0.03172  -0.0902   0.8148   0.1775
  -0.750   0.1411   0.04246   0.03158  -0.0909   0.8082   0.1886
  -0.500   0.1558   0.04282   0.03193  -0.0898   0.8012   0.2026
  -0.250   0.1981   0.04228   0.03174  -0.0922   0.7949   0.2473
   0.000   0.2026   0.04121   0.03278  -0.0889   0.7888   0.6310
   0.250   0.2287   0.04115   0.03291  -0.0870   0.7818   1.0000
   0.500   0.2537   0.04223   0.03357  -0.0874   0.7751   1.0000
   0.750   0.2656   0.04344   0.03452  -0.0865   0.7679   1.0000
   1.000   0.3083   0.04435   0.03507  -0.0889   0.7613   1.0000
   1.250   0.3035   0.04592   0.03653  -0.0863   0.7549   1.0000
   1.500   0.3291   0.04708   0.03746  -0.0869   0.7480   1.0000
   1.750   0.3467   0.04849   0.03869  -0.0867   0.7418   1.0000
   2.000   0.3547   0.05003   0.04011  -0.0857   0.7357   1.0000
   2.250   0.3968   0.05109   0.04097  -0.0878   0.7285   1.0000
   2.500   0.3909   0.05305   0.04285  -0.0857   0.7242   1.0000
   2.750   0.3993   0.05476   0.04448  -0.0849   0.7191   1.0000
   3.000   0.4415   0.05598   0.04554  -0.0869   0.7114   1.0000
   3.250   0.4367   0.05815   0.04766  -0.0852   0.7090   1.0000
   3.500   0.4395   0.06024   0.04970  -0.0843   0.7070   1.0000
   3.750   0.4457   0.06238   0.05180  -0.0839   0.7063   1.0000
   4.000   0.4555   0.06476   0.05413  -0.0840   0.7085   1.0000
   4.250   0.4736   0.06729   0.05661  -0.0850   0.7111   1.0000
   4.500   0.3685   0.07170   0.06127  -0.0795   0.8213   1.0000
   4.750   0.3986   0.07437   0.06385  -0.0815   0.8117   1.0000
   5.000   0.4063   0.07558   0.06501  -0.0805   0.8002   1.0000
   5.250   0.4332   0.07845   0.06782  -0.0822   0.7928   1.0000
   5.500   0.4476   0.07996   0.06931  -0.0820   0.7808   1.0000
   5.750   0.4579   0.08176   0.07108  -0.0816   0.7716   1.0000
   6.000   0.4893   0.08478   0.07406  -0.0836   0.7624   1.0000
   6.250   0.4921   0.08591   0.07519  -0.0822   0.7512   1.0000
   6.500   0.5277   0.08974   0.07900  -0.0849   0.7451   1.0000
   6.750   0.5251   0.09035   0.07962  -0.0829   0.7332   1.0000
   7.000   0.5486   0.09348   0.08275  -0.0842   0.7268   1.0000
   7.250   0.5591   0.09502   0.08431  -0.0837   0.7149   1.0000
   7.500   0.5712   0.09748   0.08678  -0.0838   0.7083   1.0000
   7.750   0.5898   0.09976   0.08910  -0.0843   0.6976   1.0000
   8.000   0.5955   0.10173   0.09109  -0.0838   0.6886   1.0000
   8.250   0.6211   0.10477   0.09418  -0.0850   0.6801   1.0000
   8.500   0.6220   0.10644   0.09588  -0.0841   0.6707   1.0000
   8.750   0.6521   0.11004   0.09954  -0.0858   0.6627   1.0000
   9.000   0.6493   0.11130   0.10084  -0.0846   0.6518   1.0000
   9.250   0.6839   0.11572   0.10535  -0.0867   0.6455   1.0000
   9.500   0.6774   0.11647   0.10615  -0.0853   0.6334   1.0000
   9.750   0.6903   0.11940   0.10914  -0.0857   0.6256   1.0000
<< Back to GOE 426 AIRFOIL (goe426-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 426 AIRFOIL (goe426-il)