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

GOE 458 AIRFOIL (goe458-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 458 AIRFOIL (goe458-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 42.82 at α=6.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe458-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe458-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 458 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.3122   0.10967   0.10320  -0.0312   1.0000   0.1481
  -8.000  -0.3235   0.10946   0.10314  -0.0309   1.0000   0.1512
  -7.750  -0.3429   0.11021   0.10408  -0.0296   1.0000   0.1521
  -7.500  -0.3189   0.10329   0.09713  -0.0280   1.0000   0.1597
  -7.250  -0.3313   0.10264   0.09662  -0.0262   1.0000   0.1637
  -7.000  -0.3517   0.10311   0.09727  -0.0245   1.0000   0.1654
  -6.750  -0.3486   0.09930   0.09353  -0.0224   1.0000   0.1689
  -6.500  -0.3488   0.09683   0.09113  -0.0203   1.0000   0.1745
  -6.250  -0.3624   0.09645   0.09088  -0.0204   1.0000   0.1788
  -6.000  -0.3667   0.09401   0.08854  -0.0197   1.0000   0.1816
  -5.750  -0.3635   0.09088   0.08540  -0.0169   1.0000   0.1875
  -5.500  -0.3722   0.09081   0.08541  -0.0212   1.0000   0.1937
  -5.250  -0.3684   0.08650   0.08117  -0.0166   1.0000   0.1977
  -5.000  -0.3679   0.08494   0.07964  -0.0190   1.0000   0.2068
  -4.500  -0.3583   0.07976   0.07453  -0.0216   1.0000   0.2221
  -4.250  -0.3557   0.07623   0.07106  -0.0174   1.0000   0.2270
  -4.000  -0.3465   0.07350   0.06834  -0.0199   1.0000   0.2380
  -3.500  -0.3221   0.06796   0.06276  -0.0237   1.0000   0.2642
  -3.250  -0.3094   0.06502   0.05981  -0.0244   1.0000   0.2783
  -3.000  -0.2967   0.06202   0.05681  -0.0245   1.0000   0.2935
  -2.750  -0.2818   0.05935   0.05411  -0.0253   1.0000   0.3201
  -2.250  -0.1267   0.04462   0.03758  -0.0595   1.0000   0.1401
  -2.000  -0.0888   0.04030   0.03266  -0.0631   1.0000   0.1218
  -1.750  -0.0535   0.03676   0.02839  -0.0656   1.0000   0.1144
  -1.500  -0.0208   0.03408   0.02492  -0.0671   1.0000   0.1124
  -1.250   0.0041   0.03269   0.02328  -0.0673   1.0000   0.1178
  -1.000   0.0277   0.03185   0.02213  -0.0673   1.0000   0.1320
  -0.750   0.0527   0.03091   0.02084  -0.0671   1.0000   0.1493
  -0.500   0.0798   0.03011   0.01986  -0.0671   1.0000   0.1908
  -0.250   0.1040   0.02945   0.01966  -0.0669   1.0000   0.3640
   0.000   0.1333   0.02928   0.01951  -0.0681   0.9973   0.4525
   0.250   0.1770   0.02924   0.01956  -0.0718   0.9895   0.5200
   0.500   0.2168   0.02843   0.01958  -0.0747   0.9807   1.0000
   0.750   0.2563   0.02956   0.01996  -0.0780   0.9713   1.0000
   1.000   0.2881   0.03055   0.02050  -0.0800   0.9621   1.0000
   1.250   0.3230   0.03167   0.02128  -0.0825   0.9532   1.0000
   1.500   0.3549   0.03271   0.02208  -0.0845   0.9444   1.0000
   1.750   0.3819   0.03369   0.02288  -0.0857   0.9352   1.0000
   2.000   0.4141   0.03481   0.02382  -0.0877   0.9265   1.0000
   2.250   0.4433   0.03586   0.02474  -0.0892   0.9174   1.0000
   2.500   0.4670   0.03688   0.02569  -0.0898   0.9080   1.0000
   2.750   0.4970   0.03799   0.02674  -0.0914   0.8985   1.0000
   3.000   0.5318   0.03913   0.02787  -0.0936   0.8886   1.0000
   3.250   0.5535   0.04015   0.02888  -0.0938   0.8775   1.0000
   3.500   0.5807   0.04119   0.02993  -0.0947   0.8651   1.0000
   3.750   0.6146   0.04209   0.03088  -0.0963   0.8504   1.0000
   4.000   0.6555   0.04272   0.03159  -0.0984   0.8324   1.0000
   4.250   0.6857   0.04327   0.03229  -0.0988   0.8127   1.0000
   4.500   0.7325   0.04341   0.03260  -0.1009   0.7943   1.0000
   4.750   0.7629   0.04388   0.03323  -0.1011   0.7765   1.0000
   5.000   0.7933   0.04427   0.03381  -0.1011   0.7581   1.0000
   5.250   0.8381   0.04401   0.03392  -0.1024   0.7404   1.0000
   5.500   0.8702   0.04408   0.03425  -0.1020   0.7209   1.0000
   5.750   0.9137   0.04336   0.03391  -0.1024   0.7011   1.0000
   6.000   0.9636   0.04194   0.03305  -0.1026   0.6809   1.0000
   6.250   1.0922   0.02828   0.02010  -0.0986   0.6088   1.0000
   6.500   1.1124   0.02637   0.01820  -0.0929   0.5496   1.0000
   6.750   1.1189   0.02613   0.01796  -0.0872   0.4852   1.0000
   7.000   1.1210   0.02655   0.01805  -0.0814   0.3801   1.0000
   7.250   1.1113   0.02876   0.01901  -0.0755   0.2459   1.0000
   7.500   1.1027   0.03147   0.02094  -0.0710   0.1423   1.0000
   7.750   1.0980   0.03418   0.02303  -0.0673   0.0998   1.0000
   8.000   1.0983   0.03658   0.02525  -0.0642   0.0873   1.0000
   8.250   1.1018   0.03877   0.02752  -0.0614   0.0811   1.0000
   8.500   1.1045   0.04115   0.02994  -0.0587   0.0775   1.0000
   8.750   1.1161   0.04312   0.03209  -0.0563   0.0748   1.0000
   9.000   1.1485   0.04485   0.03402  -0.0548   0.0720   1.0000
   9.250   1.2417   0.04874   0.03805  -0.0596   0.0671   1.0000
   9.500   1.2939   0.05432   0.04398  -0.0620   0.0654   1.0000
   9.750   1.3096   0.05722   0.04753  -0.0596   0.0671   1.0000
  10.000   1.3137   0.06098   0.05204  -0.0565   0.0694   1.0000
  10.250   1.3143   0.06535   0.05697  -0.0536   0.0716   1.0000
  10.500   1.3122   0.06984   0.06188  -0.0510   0.0737   1.0000
  10.750   1.3123   0.07486   0.06718  -0.0491   0.0757   1.0000
  11.000   1.3132   0.07963   0.07224  -0.0472   0.0779   1.0000
  11.250   1.2831   0.08243   0.07540  -0.0432   0.0785   1.0000
  11.500   1.2532   0.08615   0.07941  -0.0410   0.0791   1.0000
  11.750   1.2238   0.09072   0.08423  -0.0404   0.0795   1.0000
  12.000   1.1934   0.09621   0.08994  -0.0414   0.0798   1.0000
  12.250   1.1634   0.10254   0.09642  -0.0440   0.0801   1.0000
  12.500   1.1320   0.11015   0.10416  -0.0483   0.0803   1.0000
  12.750   1.0992   0.11948   0.11355  -0.0546   0.0808   1.0000
<< Back to GOE 458 AIRFOIL (goe458-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 458 AIRFOIL (goe458-il)