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

GOE 450 AIRFOIL (goe450-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 450 AIRFOIL (goe450-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 39.64 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe450-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe450-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 450 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  -0.3162   0.11831   0.11126  -0.0346   1.0000   0.1445
  -9.000  -0.3304   0.11860   0.11169  -0.0346   1.0000   0.1473
  -8.750  -0.3512   0.11958   0.11285  -0.0338   1.0000   0.1480
  -8.500  -0.3190   0.11130   0.10450  -0.0320   1.0000   0.1555
  -8.250  -0.3270   0.11011   0.10341  -0.0307   1.0000   0.1601
  -8.000  -0.3477   0.11056   0.10402  -0.0288   1.0000   0.1623
  -7.750  -0.3724   0.11136   0.10499  -0.0271   1.0000   0.1632
  -7.500  -0.3454   0.10441   0.09800  -0.0249   1.0000   0.1699
  -7.250  -0.3571   0.10330   0.09701  -0.0225   1.0000   0.1743
  -7.000  -0.3764   0.10330   0.09715  -0.0221   1.0000   0.1777
  -6.750  -0.3839   0.10113   0.09509  -0.0217   1.0000   0.1801
  -6.500  -0.3758   0.09743   0.09141  -0.0180   1.0000   0.1873
  -6.250  -0.3891   0.09696   0.09104  -0.0199   1.0000   0.1932
  -5.750  -0.3902   0.09187   0.08607  -0.0178   1.0000   0.2079
  -5.250  -0.3895   0.08743   0.08170  -0.0204   1.0000   0.2253
  -5.000  -0.3862   0.08393   0.07826  -0.0149   1.0000   0.2334
  -4.750  -0.3830   0.08138   0.07574  -0.0160   1.0000   0.2442
  -4.500  -0.3772   0.07894   0.07331  -0.0173   1.0000   0.2580
  -4.250  -0.3705   0.07638   0.07077  -0.0175   1.0000   0.2734
  -4.000  -0.3637   0.07375   0.06816  -0.0165   1.0000   0.2900
  -3.750  -0.3569   0.07123   0.06568  -0.0150   1.0000   0.3092
  -3.500  -0.3491   0.06886   0.06331  -0.0144   1.0000   0.3377
  -3.250  -0.3436   0.06659   0.06109  -0.0118   1.0000   0.3699
  -2.750  -0.3381   0.06219   0.05683  -0.0037   1.0000   0.4505
  -2.250  -0.3449   0.05754   0.05238   0.0096   1.0000   0.5542
  -2.000  -0.3488   0.05517   0.05011   0.0168   1.0000   0.6029
  -1.750  -0.3503   0.05283   0.04783   0.0231   1.0000   0.6480
  -1.500  -0.3455   0.05062   0.04567   0.0268   1.0000   0.6897
  -1.250  -0.0193   0.04328   0.03465  -0.0679   1.0000   0.1938
  -1.000   0.0123   0.04149   0.03246  -0.0698   1.0000   0.1766
  -0.750   0.0442   0.04022   0.03065  -0.0716   1.0000   0.1649
  -0.500   0.0868   0.03947   0.02945  -0.0751   0.9957   0.1623
  -0.250   0.1439   0.03887   0.02836  -0.0810   0.9856   0.1628
   0.000   0.1940   0.03845   0.02757  -0.0856   0.9750   0.1630
   0.250   0.2404   0.03817   0.02709  -0.0894   0.9642   0.1670
   0.500   0.2877   0.03829   0.02692  -0.0931   0.9535   0.1787
   0.750   0.3353   0.03822   0.02691  -0.0970   0.9427   0.2020
   1.000   0.3739   0.03797   0.02687  -0.0994   0.9310   0.2482
   1.250   0.4061   0.03619   0.02655  -0.0996   0.9198   1.0000
   1.500   0.4421   0.03715   0.02711  -0.1018   0.9069   1.0000
   1.750   0.4790   0.03809   0.02780  -0.1041   0.8941   1.0000
   2.000   0.5194   0.03897   0.02849  -0.1069   0.8817   1.0000
   2.250   0.5469   0.03985   0.02925  -0.1076   0.8679   1.0000
   2.500   0.5744   0.04075   0.03006  -0.1083   0.8541   1.0000
   2.750   0.6009   0.04169   0.03094  -0.1089   0.8406   1.0000
   3.000   0.6276   0.04264   0.03185  -0.1094   0.8271   1.0000
   3.250   0.6543   0.04361   0.03280  -0.1099   0.8140   1.0000
   3.500   0.6822   0.04458   0.03375  -0.1106   0.8014   1.0000
   3.750   0.7149   0.04539   0.03459  -0.1117   0.7896   1.0000
   4.000   0.7450   0.04625   0.03548  -0.1125   0.7777   1.0000
   4.250   0.7625   0.04754   0.03680  -0.1118   0.7644   1.0000
   4.500   0.7800   0.04892   0.03822  -0.1112   0.7516   1.0000
   4.750   0.7996   0.05027   0.03965  -0.1109   0.7396   1.0000
   5.000   0.8274   0.05131   0.04076  -0.1113   0.7288   1.0000
   5.250   0.8544   0.05235   0.04190  -0.1116   0.7179   1.0000
   5.500   0.8626   0.05435   0.04398  -0.1103   0.7054   1.0000
   5.750   0.8749   0.05624   0.04598  -0.1094   0.6937   1.0000
   6.000   0.8984   0.05752   0.04738  -0.1092   0.6828   1.0000
   6.250   0.9323   0.05785   0.04786  -0.1093   0.6700   1.0000
   6.500   0.9579   0.05834   0.04853  -0.1084   0.6546   1.0000
   6.750   0.9830   0.05876   0.04910  -0.1072   0.6389   1.0000
   7.000   1.0238   0.05800   0.04858  -0.1068   0.6258   1.0000
   7.250   1.0341   0.05981   0.05054  -0.1053   0.6115   1.0000
   7.500   1.0461   0.06151   0.05244  -0.1038   0.5970   1.0000
   7.750   1.0603   0.06300   0.05412  -0.1023   0.5824   1.0000
   8.000   1.2528   0.04162   0.03359  -0.1002   0.5454   1.0000
   8.250   1.3069   0.03542   0.02752  -0.0964   0.5002   1.0000
   8.500   1.3238   0.03404   0.02626  -0.0921   0.4629   1.0000
   8.750   1.3248   0.03342   0.02557  -0.0858   0.4123   1.0000
   9.000   1.3074   0.03428   0.02617  -0.0781   0.3468   1.0000
   9.250   1.2827   0.03664   0.02785  -0.0709   0.2681   1.0000
   9.500   1.2626   0.04004   0.03045  -0.0656   0.2114   1.0000
   9.750   1.2560   0.04331   0.03307  -0.0619   0.1789   1.0000
  10.000   1.2692   0.04584   0.03531  -0.0596   0.1534   1.0000
  10.250   1.3052   0.04797   0.03733  -0.0589   0.1337   1.0000
  10.500   1.3483   0.05050   0.03986  -0.0597   0.1200   1.0000
  10.750   1.4037   0.05421   0.04356  -0.0628   0.1097   1.0000
  11.000   1.4160   0.05737   0.04725  -0.0608   0.1063   1.0000
  11.250   1.4294   0.06061   0.05083  -0.0593   0.1021   1.0000
  11.500   1.4562   0.06492   0.05524  -0.0596   0.0984   1.0000
  11.750   1.4655   0.06970   0.06034  -0.0581   0.0975   1.0000
  12.000   1.4576   0.07352   0.06459  -0.0548   0.0973   1.0000
  12.250   1.4435   0.07721   0.06863  -0.0512   0.0972   1.0000
  12.500   1.4267   0.08108   0.07282  -0.0480   0.0972   1.0000
  12.750   1.4079   0.08525   0.07727  -0.0453   0.0973   1.0000
  13.000   1.3881   0.08978   0.08206  -0.0434   0.0975   1.0000
  13.250   1.3017   0.09617   0.08909  -0.0428   0.1021   1.0000
  13.500   1.2572   0.10427   0.09744  -0.0455   0.1040   1.0000
  13.750   1.2160   0.11369   0.10698  -0.0500   0.1060   1.0000
  14.000   1.1817   0.12382   0.11720  -0.0555   0.1081   1.0000
  14.250   1.1627   0.13277   0.12617  -0.0597   0.1097   1.0000
<< Back to GOE 450 AIRFOIL (goe450-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 450 AIRFOIL (goe450-il)