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

GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 46.37 at α=7°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe462-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe462-il-100000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 462 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750   0.1568   0.11150   0.10701  -0.0772   0.8426   0.0310
  -9.500   0.1722   0.10887   0.10429  -0.0791   0.8217   0.0318
  -9.250   0.1852   0.10649   0.10183  -0.0805   0.8011   0.0326
  -9.000   0.1973   0.10424   0.09952  -0.0816   0.7811   0.0335
  -8.750   0.2089   0.10209   0.09728  -0.0825   0.7616   0.0344
  -8.500   0.2201   0.09999   0.09512  -0.0834   0.7432   0.0355
  -8.250   0.2307   0.09803   0.09309  -0.0843   0.7252   0.0369
  -8.000   0.2407   0.09645   0.09143  -0.0853   0.7077   0.0378
  -7.750   0.2495   0.09522   0.09014  -0.0861   0.6913   0.0383
  -7.500   0.2566   0.09444   0.08931  -0.0869   0.6760   0.0386
  -7.250   0.2629   0.09365   0.08847  -0.0873   0.6618   0.0387
  -7.000   0.2716   0.09318   0.08796  -0.0890   0.6487   0.0389
  -6.750   0.2845   0.08717   0.08187  -0.0870   0.6366   0.0400
  -6.500   0.2955   0.08497   0.07958  -0.0867   0.6248   0.0414
  -6.250   0.3064   0.08318   0.07775  -0.0872   0.6136   0.0426
  -6.000   0.3178   0.08147   0.07598  -0.0878   0.6031   0.0439
  -5.750   0.3300   0.07973   0.07417  -0.0887   0.5935   0.0455
  -5.500   0.3433   0.07805   0.07246  -0.0902   0.5841   0.0476
  -5.250   0.3599   0.07681   0.07113  -0.0930   0.5756   0.0491
  -5.000   0.3793   0.07559   0.06988  -0.0967   0.5668   0.0496
  -4.750   0.4027   0.07443   0.06862  -0.1014   0.5589   0.0499
  -4.500   0.4070   0.07047   0.06468  -0.0978   0.5507   0.0513
  -4.250   0.4219   0.06859   0.06272  -0.0979   0.5428   0.0539
  -4.000   0.4409   0.06676   0.06086  -0.0999   0.5345   0.0563
  -3.750   0.4652   0.06502   0.05902  -0.1035   0.5269   0.0595
  -3.500   0.4983   0.06343   0.05734  -0.1097   0.5188   0.0607
  -3.250   0.5324   0.06155   0.05533  -0.1157   0.5111   0.0610
  -3.000   0.5410   0.05861   0.05239  -0.1135   0.5044   0.0626
  -2.500   0.5964   0.05371   0.04727  -0.1202   0.4900   0.0545
  -2.250   0.6294   0.05169   0.04516  -0.1245   0.4817   0.0572
  -2.000   0.6663   0.04939   0.04266  -0.1296   0.4748   0.0571
  -1.750   0.7050   0.04709   0.04026  -0.1349   0.4663   0.0569
  -1.500   0.7628   0.04440   0.03726  -0.1449   0.4592   0.0608
  -1.250   0.8046   0.04221   0.03494  -0.1504   0.4513   0.0615
  -1.000   0.8235   0.04174   0.03440  -0.1494   0.4448   0.0653
  -0.750   0.8638   0.04027   0.03276  -0.1539   0.4376   0.0689
  -0.500   0.9084   0.03850   0.03077  -0.1593   0.4303   0.0698
  -0.250   0.9632   0.03642   0.02836  -0.1670   0.4235   0.0732
   0.000   0.9835   0.03636   0.02831  -0.1660   0.4170   0.0775
   0.250   1.0271   0.03515   0.02680  -0.1705   0.4115   0.0829
   0.500   1.0635   0.03431   0.02582  -0.1733   0.4056   0.0874
   0.750   1.1009   0.03373   0.02506  -0.1761   0.3998   0.0976
   1.000   1.1307   0.03365   0.02478  -0.1770   0.3951   0.1089
   1.250   1.1578   0.03366   0.02473  -0.1774   0.3897   0.1206
   1.500   1.1818   0.03366   0.02468  -0.1772   0.3845   0.1344
   1.750   1.2116   0.03352   0.02437  -0.1781   0.3801   0.1456
   2.000   1.2453   0.03391   0.02454  -0.1795   0.3760   0.1554
   2.250   1.2715   0.03323   0.02385  -0.1802   0.3716   0.1576
   2.500   1.2996   0.03302   0.02354  -0.1809   0.3676   0.1610
   2.750   1.3312   0.03357   0.02386  -0.1818   0.3639   0.1668
   3.000   1.3584   0.03313   0.02333  -0.1825   0.3604   0.1690
   3.250   1.3840   0.03300   0.02321  -0.1828   0.3562   0.1720
   3.500   1.4109   0.03307   0.02321  -0.1832   0.3523   0.1747
   3.750   1.4389   0.03346   0.02346  -0.1835   0.3490   0.1786
   4.250   1.4926   0.03372   0.02355  -0.1841   0.3431   0.1807
   4.500   1.5158   0.03381   0.02371  -0.1840   0.3399   0.1881
   4.750   1.5413   0.03454   0.02436  -0.1838   0.3368   0.1917
   5.000   1.5660   0.03440   0.02419  -0.1840   0.3339   0.1935
   5.250   1.5908   0.03455   0.02429  -0.1840   0.3313   0.1963
   5.500   1.6151   0.03500   0.02467  -0.1838   0.3286   0.2012
   5.750   1.6360   0.03574   0.02547  -0.1830   0.3255   0.2032
   6.000   1.6574   0.03591   0.02572  -0.1828   0.3225   0.2069
   6.500   1.7011   0.03684   0.02670  -0.1818   0.3176   0.2241
   6.750   1.7242   0.03750   0.02729  -0.1813   0.3155   0.2273
   7.000   1.7497   0.03773   0.02747  -0.1816   0.3136   0.2307
   7.250   1.7648   0.03857   0.02851  -0.1803   0.3111   0.2351
   7.500   1.7795   0.03950   0.02958  -0.1788   0.3085   0.2399
   7.750   1.7915   0.03996   0.03012  -0.1772   0.3035   0.2430
   8.000   1.8023   0.04003   0.03004  -0.1750   0.2966   0.2548
   8.250   1.7956   0.04118   0.03143  -0.1709   0.2909   0.2660
   8.500   1.7989   0.04199   0.03228  -0.1685   0.2854   0.2819
   8.750   1.8044   0.04280   0.03308  -0.1664   0.2804   0.3067
   9.000   1.8000   0.04461   0.03511  -0.1639   0.2754   0.3184
   9.250   1.7995   0.04629   0.03689  -0.1619   0.2705   0.3206
   9.500   1.8009   0.04786   0.03841  -0.1601   0.2654   0.3191
   9.750   1.7957   0.05091   0.04162  -0.1580   0.2608   0.2060
  10.000   1.7871   0.05393   0.04475  -0.1566   0.2544   0.2048
  10.250   1.7777   0.05730   0.04818  -0.1556   0.2479   0.2037
  10.500   1.7653   0.06150   0.05258  -0.1550   0.2421   0.2032
  10.750   1.7533   0.06576   0.05690  -0.1548   0.2363   0.2031
  11.000   1.7367   0.07114   0.06248  -0.1551   0.2314   0.2030
  11.250   1.7167   0.07736   0.06893  -0.1558   0.2273   0.2031
  11.500   1.6959   0.08399   0.07572  -0.1568   0.2234   0.2033
  11.750   1.6758   0.09071   0.08258  -0.1581   0.2194   0.2038
  12.000   1.6465   0.09948   0.09163  -0.1602   0.2179   0.2035
  12.250   1.6123   0.10940   0.10184  -0.1629   0.2173   0.2026
  12.500   1.5732   0.12067   0.11340  -0.1663   0.2174   0.2023
  12.750   1.5259   0.13419   0.12721  -0.1709   0.2177   0.2021
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)