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

GOE 428 AIRFOIL (goe428-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 428 AIRFOIL (goe428-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 38.58 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe428-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe428-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 428 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.3045   0.11283   0.10611  -0.0281   1.0000   0.1285
  -8.500  -0.3136   0.11270   0.10612  -0.0292   1.0000   0.1305
  -8.250  -0.3288   0.11326   0.10686  -0.0299   1.0000   0.1312
  -8.000  -0.2974   0.10465   0.09818  -0.0277   1.0000   0.1377
  -7.750  -0.3009   0.10302   0.09666  -0.0274   1.0000   0.1421
  -7.500  -0.3153   0.10296   0.09679  -0.0270   1.0000   0.1442
  -7.250  -0.3312   0.10342   0.09744  -0.0289   1.0000   0.1451
  -7.000  -0.3084   0.09632   0.09032  -0.0242   1.0000   0.1520
  -6.750  -0.3163   0.09507   0.08921  -0.0241   1.0000   0.1566
  -6.500  -0.3307   0.09540   0.08970  -0.0266   1.0000   0.1587
  -6.250  -0.3215   0.09034   0.08468  -0.0219   1.0000   0.1636
  -6.000  -0.3260   0.08865   0.08309  -0.0210   1.0000   0.1694
  -5.750  -0.3376   0.08897   0.08350  -0.0255   1.0000   0.1730
  -5.500  -0.3332   0.08437   0.07899  -0.0186   1.0000   0.1801
  -5.250  -0.3379   0.08417   0.07882  -0.0241   1.0000   0.1873
  -5.000  -0.3371   0.08017   0.07492  -0.0174   1.0000   0.1943
  -4.750  -0.3369   0.07807   0.07286  -0.0187   1.0000   0.2042
  -4.500  -0.3322   0.07623   0.07103  -0.0211   1.0000   0.2168
  -4.250  -0.3305   0.07335   0.06822  -0.0175   1.0000   0.2270
  -4.000  -0.3258   0.07074   0.06564  -0.0170   1.0000   0.2387
  -3.750  -0.3140   0.06865   0.06351  -0.0208   1.0000   0.2603
  -3.500  -0.3088   0.06577   0.06067  -0.0189   1.0000   0.2762
  -3.250  -0.3029   0.06319   0.05814  -0.0169   1.0000   0.2955
  -3.000  -0.2948   0.06073   0.05571  -0.0160   1.0000   0.3238
  -2.750  -0.2876   0.05851   0.05349  -0.0146   1.0000   0.3631
  -2.500  -0.2873   0.05627   0.05134  -0.0100   1.0000   0.4076
  -2.000  -0.2973   0.05207   0.04740   0.0033   1.0000   0.5216
  -1.750  -0.3028   0.04964   0.04510   0.0106   1.0000   0.5692
  -1.500  -0.3013   0.04725   0.04278   0.0151   1.0000   0.6116
  -1.250   0.0140   0.03818   0.02991  -0.0629   0.9849   0.1686
  -1.000   0.0760   0.03602   0.02673  -0.0688   0.9721   0.1588
  -0.750   0.1280   0.03432   0.02471  -0.0736   0.9584   0.1674
  -0.500   0.1799   0.03307   0.02285  -0.0777   0.9443   0.1744
  -0.250   0.2307   0.03211   0.02157  -0.0817   0.9300   0.2002
   0.000   0.2842   0.03095   0.02031  -0.0857   0.9159   0.2441
   0.250   0.3358   0.02758   0.01901  -0.0890   0.9033   1.0000
   0.500   0.3854   0.02802   0.01869  -0.0926   0.8870   1.0000
   0.750   0.4251   0.02845   0.01874  -0.0947   0.8689   1.0000
   1.000   0.4650   0.02881   0.01883  -0.0968   0.8508   1.0000
   1.250   0.5090   0.02904   0.01884  -0.0993   0.8340   1.0000
   1.500   0.5559   0.02911   0.01873  -0.1020   0.8178   1.0000
   1.750   0.5990   0.02915   0.01864  -0.1039   0.8021   1.0000
   2.000   0.6394   0.02918   0.01857  -0.1052   0.7866   1.0000
   2.250   0.6656   0.02970   0.01902  -0.1047   0.7682   1.0000
   2.500   0.6950   0.03010   0.01936  -0.1046   0.7515   1.0000
   2.750   0.7245   0.03050   0.01974  -0.1044   0.7360   1.0000
   3.000   0.7529   0.03095   0.02016  -0.1041   0.7211   1.0000
   3.250   0.7796   0.03151   0.02071  -0.1036   0.7071   1.0000
   3.500   0.8048   0.03220   0.02141  -0.1031   0.6940   1.0000
   3.750   0.8309   0.03285   0.02211  -0.1026   0.6820   1.0000
   4.000   0.8648   0.03300   0.02228  -0.1027   0.6723   1.0000
   4.250   0.8801   0.03443   0.02377  -0.1016   0.6598   1.0000
   4.500   0.8933   0.03611   0.02551  -0.1005   0.6483   1.0000
   4.750   0.9098   0.03761   0.02708  -0.0996   0.6381   1.0000
   5.000   0.9409   0.03807   0.02768  -0.0995   0.6302   1.0000
   5.250   0.9403   0.04099   0.03069  -0.0979   0.6194   1.0000
   5.500   0.9514   0.04309   0.03289  -0.0970   0.6107   1.0000
   5.750   0.9717   0.04448   0.03439  -0.0964   0.6026   1.0000
   6.000   0.9559   0.04880   0.03876  -0.0945   0.5929   1.0000
   6.250   1.0081   0.04761   0.03784  -0.0950   0.5863   1.0000
   6.500   0.9716   0.05349   0.04366  -0.0923   0.5753   1.0000
   6.750   0.9549   0.05784   0.04802  -0.0906   0.5662   1.0000
   7.000   1.0251   0.05517   0.04576  -0.0912   0.5576   1.0000
   7.250   0.9560   0.06403   0.05443  -0.0888   0.5490   1.0000
   7.500   0.9703   0.06615   0.05670  -0.0882   0.5405   1.0000
   7.750   0.9733   0.06918   0.05985  -0.0876   0.5318   1.0000
   8.000   0.9618   0.07351   0.06422  -0.0870   0.5239   1.0000
   8.250   0.9841   0.07497   0.06590  -0.0863   0.5130   1.0000
   8.500   1.3003   0.03578   0.02781  -0.0772   0.4136   1.0000
   8.750   1.3053   0.03386   0.02589  -0.0713   0.3657   1.0000
   9.000   1.2983   0.03365   0.02574  -0.0651   0.3185   1.0000
   9.250   1.2790   0.03477   0.02685  -0.0586   0.2488   1.0000
   9.500   1.2564   0.03727   0.02855  -0.0531   0.1755   1.0000
   9.750   1.2369   0.04093   0.03167  -0.0495   0.1439   1.0000
  10.000   1.2228   0.04464   0.03513  -0.0470   0.1268   1.0000
  10.250   1.2130   0.04823   0.03860  -0.0453   0.1144   1.0000
  10.500   1.2071   0.05164   0.04197  -0.0439   0.1046   1.0000
  10.750   1.2050   0.05483   0.04514  -0.0424   0.0968   1.0000
  11.000   1.2134   0.05723   0.04747  -0.0403   0.0900   1.0000
  11.250   1.2583   0.05822   0.04864  -0.0371   0.0818   1.0000
  11.500   1.3131   0.06118   0.05165  -0.0363   0.0739   1.0000
  11.750   1.3266   0.06473   0.05564  -0.0351   0.0721   1.0000
  12.000   1.3337   0.06881   0.06014  -0.0339   0.0716   1.0000
  12.250   1.3308   0.07302   0.06473  -0.0327   0.0717   1.0000
  12.500   1.3217   0.07747   0.06951  -0.0318   0.0719   1.0000
  12.750   1.3080   0.08223   0.07458  -0.0314   0.0723   1.0000
  13.000   1.2908   0.08737   0.08000  -0.0318   0.0728   1.0000
  13.250   1.2719   0.09295   0.08582  -0.0329   0.0733   1.0000
  13.500   1.2514   0.09904   0.09213  -0.0349   0.0739   1.0000
  13.750   1.2306   0.10563   0.09890  -0.0376   0.0745   1.0000
  14.000   1.2108   0.11272   0.10613  -0.0408   0.0751   1.0000
  14.250   1.1959   0.11994   0.11346  -0.0439   0.0758   1.0000
  14.500   1.0910   0.14513   0.13884  -0.0660   0.0851   1.0000
  14.750   1.0802   0.15429   0.14796  -0.0707   0.0872   1.0000
  15.000   1.0774   0.16155   0.15520  -0.0738   0.0883   1.0000
  15.250   0.8424   0.16954   0.16365  -0.0741   0.1121   1.0000
  15.500   0.8276   0.17753   0.17162  -0.0789   0.1235   1.0000
<< Back to GOE 428 AIRFOIL (goe428-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 428 AIRFOIL (goe428-il)