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=1,000,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)
Reynolds number: 1,000,000
Max Cl/Cd: 111.93 at α=6.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe462-il-1000000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe462-il-1000000-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 =     1.000 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000   0.1824   0.09905   0.09557  -0.0791   0.5141   0.0062
 -10.750   0.1908   0.09640   0.09290  -0.0799   0.5077   0.0062
 -10.500   0.1661   0.10775   0.10401  -0.0866   0.5196   0.0062
 -10.250   0.1761   0.10542   0.10166  -0.0874   0.5130   0.0062
 -10.000   0.1859   0.10307   0.09929  -0.0884   0.5073   0.0062
  -9.750   0.1960   0.10072   0.09693  -0.0893   0.5022   0.0062
  -9.500   0.2061   0.09849   0.09468  -0.0901   0.4968   0.0062
  -9.250   0.2160   0.09624   0.09242  -0.0908   0.4917   0.0062
  -9.000   0.2276   0.09458   0.09075  -0.0914   0.4868   0.0059
  -8.750   0.2384   0.09264   0.08880  -0.0922   0.4814   0.0056
  -8.500   0.2484   0.09056   0.08670  -0.0928   0.4761   0.0053
  -8.250   0.2576   0.08819   0.08433  -0.0935   0.4718   0.0053
  -8.000   0.2672   0.08600   0.08214  -0.0941   0.4663   0.0053
  -7.750   0.2760   0.08384   0.07996  -0.0946   0.4601   0.0053
  -7.500   0.2845   0.08160   0.07773  -0.0950   0.4564   0.0055
  -7.250   0.2925   0.07959   0.07571  -0.0952   0.4501   0.0055
  -7.000   0.2978   0.07752   0.07364  -0.0950   0.4450   0.0057
  -6.750   0.3062   0.07539   0.07151  -0.0957   0.4408   0.0058
  -6.500   0.3176   0.07306   0.06919  -0.0970   0.4356   0.0058
  -6.250   0.3286   0.06996   0.06609  -0.0991   0.4310   0.0063
  -6.000   0.3432   0.06803   0.06413  -0.1007   0.4249   0.0065
  -4.500   0.5305   0.03641   0.03204  -0.1545   0.3903   0.0135
  -4.250   0.5828   0.03201   0.02743  -0.1657   0.3814   0.0156
  -4.000   0.6269   0.02929   0.02456  -0.1729   0.3741   0.0175
  -3.750   0.6625   0.02787   0.02305  -0.1764   0.3664   0.0196
  -3.500   0.7025   0.02593   0.02094  -0.1814   0.3596   0.0213
  -3.250   0.7390   0.02460   0.01949  -0.1849   0.3524   0.0229
  -3.000   0.7730   0.02362   0.01840  -0.1874   0.3454   0.0244
  -2.750   0.8088   0.02239   0.01705  -0.1905   0.3395   0.0261
  -2.500   0.8430   0.02141   0.01594  -0.1928   0.3338   0.0275
  -2.250   0.8760   0.02059   0.01500  -0.1948   0.3291   0.0285
  -2.000   0.9086   0.01985   0.01415  -0.1965   0.3256   0.0290
  -1.750   0.9388   0.01950   0.01372  -0.1972   0.3217   0.0302
  -1.500   0.9684   0.01921   0.01335  -0.1978   0.3177   0.0317
  -1.250   0.9991   0.01875   0.01281  -0.1988   0.3134   0.0338
  -1.000   1.0302   0.01825   0.01225  -0.1999   0.3106   0.0354
  -0.750   1.0609   0.01778   0.01170  -0.2008   0.3071   0.0370
  -0.500   1.0911   0.01739   0.01122  -0.2016   0.3038   0.0386
  -0.250   1.1232   0.01673   0.01047  -0.2030   0.3006   0.0466
   0.000   1.1556   0.01601   0.00972  -0.2045   0.2974   0.0710
   0.250   1.1823   0.01610   0.00983  -0.2042   0.2958   0.0780
   0.500   1.2146   0.01534   0.00893  -0.2056   0.2937   0.0850
   0.750   1.2397   0.01565   0.00928  -0.2048   0.2913   0.0873
   1.000   1.2654   0.01586   0.00949  -0.2043   0.2885   0.0890
   1.250   1.2925   0.01584   0.00942  -0.2043   0.2855   0.0917
   1.750   1.3504   0.01531   0.00872  -0.2051   0.2805   0.0983
   2.000   1.3770   0.01538   0.00879  -0.2049   0.2789   0.0991
   2.250   1.4031   0.01551   0.00891  -0.2045   0.2770   0.1002
   2.500   1.4290   0.01564   0.00904  -0.2042   0.2750   0.1017
   2.750   1.4610   0.01492   0.00815  -0.2054   0.2728   0.1086
   3.000   1.4871   0.01503   0.00824  -0.2052   0.2706   0.1092
   3.250   1.5129   0.01516   0.00835  -0.2048   0.2682   0.1098
   3.500   1.5386   0.01529   0.00847  -0.2045   0.2656   0.1104
   3.750   1.5647   0.01538   0.00856  -0.2042   0.2643   0.1112
   4.000   1.5907   0.01546   0.00865  -0.2040   0.2626   0.1124
   4.250   1.6174   0.01544   0.00860  -0.2039   0.2607   0.1146
   4.500   1.6469   0.01500   0.00803  -0.2046   0.2588   0.1201
   4.750   1.6716   0.01521   0.00821  -0.2041   0.2545   0.1207
   5.000   1.6958   0.01545   0.00843  -0.2036   0.2493   0.1212
   5.250   1.7206   0.01563   0.00861  -0.2032   0.2450   0.1218
   5.500   1.7445   0.01587   0.00880  -0.2027   0.2390   0.1225
   5.750   1.7684   0.01608   0.00898  -0.2022   0.2327   0.1234
   6.000   1.7913   0.01636   0.00916  -0.2016   0.2233   0.1250
   6.250   1.8166   0.01623   0.00884  -0.2017   0.2119   0.1316
   6.500   1.8326   0.01711   0.00953  -0.2000   0.1886   0.1321
   6.750   1.8257   0.01971   0.01161  -0.1951   0.1231   0.1324
   7.000   1.7995   0.02279   0.01436  -0.1871   0.0496   0.1325
   7.250   1.8016   0.02401   0.01557  -0.1834   0.0173   0.1328
   7.500   1.8140   0.02467   0.01627  -0.1813   0.0144   0.1333
   7.750   1.8258   0.02540   0.01704  -0.1793   0.0131   0.1338
   8.000   1.8365   0.02624   0.01792  -0.1773   0.0118   0.1345
   8.250   1.8465   0.02717   0.01890  -0.1754   0.0106   0.1354
   8.500   1.8568   0.02813   0.01992  -0.1737   0.0098   0.1368
   8.750   1.8687   0.02902   0.02081  -0.1725   0.0091   0.1410
   9.000   1.8767   0.03032   0.02215  -0.1709   0.0084   0.1418
   9.250   1.8835   0.03179   0.02368  -0.1693   0.0078   0.1423
   9.500   1.8905   0.03334   0.02530  -0.1679   0.0073   0.1433
   9.750   1.8962   0.03509   0.02711  -0.1665   0.0067   0.1440
  10.000   1.9003   0.03708   0.02917  -0.1653   0.0063   0.1447
  10.250   1.9022   0.03941   0.03159  -0.1641   0.0059   0.1453
  10.500   1.9033   0.04193   0.03420  -0.1630   0.0056   0.1458
  10.750   1.9037   0.04468   0.03704  -0.1622   0.0054   0.1464
  11.000   1.9028   0.04771   0.04016  -0.1615   0.0052   0.1469
  11.250   1.9003   0.05108   0.04363  -0.1611   0.0049   0.1475
  11.500   1.8968   0.05473   0.04738  -0.1609   0.0047   0.1480
  11.750   1.8917   0.05878   0.05152  -0.1608   0.0045   0.1486
  12.000   1.8850   0.06318   0.05603  -0.1610   0.0044   0.1492
  12.250   1.8753   0.06822   0.06119  -0.1615   0.0042   0.1497
  12.500   1.8633   0.07375   0.06684  -0.1621   0.0041   0.1501
  12.750   1.8523   0.07924   0.07246  -0.1629   0.0040   0.1507
  13.000   1.8397   0.08510   0.07845  -0.1638   0.0039   0.1511
  13.250   1.8259   0.09128   0.08476  -0.1650   0.0038   0.1516
  13.500   1.8110   0.09777   0.09138  -0.1664   0.0037   0.1519
  13.750   1.7961   0.10442   0.09815  -0.1679   0.0037   0.1523
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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