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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 61.17 at α=8°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe462-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-goe462-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500   0.1715   0.10412   0.10099  -0.0820   0.8871   0.0276
  -9.250   0.1970   0.10086   0.09759  -0.0868   0.8626   0.0286
  -9.000   0.2117   0.09852   0.09513  -0.0886   0.8372   0.0295
  -8.750   0.2226   0.09650   0.09300  -0.0894   0.8130   0.0306
  -8.500   0.2317   0.09496   0.09136  -0.0900   0.7894   0.0313
  -8.250   0.2381   0.09433   0.09063  -0.0907   0.7653   0.0317
  -8.000   0.2430   0.09393   0.09013  -0.0913   0.7437   0.0318
  -7.750   0.2471   0.09328   0.08942  -0.0914   0.7224   0.0319
  -7.500   0.2633   0.08734   0.08336  -0.0904   0.7041   0.0326
  -7.250   0.2733   0.08527   0.08118  -0.0900   0.6860   0.0332
  -7.000   0.2824   0.08356   0.07938  -0.0897   0.6700   0.0340
  -6.750   0.2910   0.08196   0.07771  -0.0895   0.6558   0.0351
  -6.500   0.2990   0.08047   0.07614  -0.0895   0.6431   0.0364
  -6.250   0.3097   0.07894   0.07453  -0.0903   0.6314   0.0382
  -6.000   0.3256   0.07963   0.07519  -0.0956   0.6199   0.0395
  -5.750   0.3365   0.07615   0.07164  -0.0955   0.6102   0.0400
  -5.500   0.3477   0.07335   0.06877  -0.0944   0.5998   0.0408
  -5.250   0.3614   0.07146   0.06684  -0.0947   0.5895   0.0420
  -4.750   0.3937   0.06796   0.06322  -0.0975   0.5709   0.0457
  -4.500   0.4284   0.06769   0.06281  -0.1062   0.5626   0.0485
  -4.250   0.4468   0.06484   0.05997  -0.1084   0.5537   0.0490
  -4.000   0.4553   0.06200   0.05704  -0.1059   0.5460   0.0501
  -3.750   0.4724   0.06031   0.05534  -0.1062   0.5365   0.0526
  -3.500   0.4998   0.05870   0.05362  -0.1100   0.5281   0.0574
  -3.250   0.5435   0.05694   0.05175  -0.1193   0.5188   0.0592
  -3.000   0.5535   0.05434   0.04910  -0.1172   0.5110   0.0603
  -2.750   0.5745   0.05262   0.04734  -0.1181   0.5025   0.0626
  -2.500   0.6420   0.05191   0.04641  -0.1320   0.4929   0.0697
  -2.250   0.6489   0.04874   0.04323  -0.1292   0.4856   0.0706
  -2.000   0.6695   0.04697   0.04138  -0.1295   0.4779   0.0726
  -1.750   0.7007   0.04539   0.03971  -0.1325   0.4693   0.0770
  -1.500   0.7551   0.04351   0.03763  -0.1415   0.4607   0.0815
  -1.250   0.7768   0.04170   0.03577  -0.1417   0.4532   0.0832
  -1.000   0.8091   0.04037   0.03430  -0.1444   0.4464   0.0873
  -0.750   0.8697   0.03897   0.03269  -0.1537   0.4379   0.0924
  -0.500   0.8923   0.03725   0.03083  -0.1539   0.4324   0.0939
  -0.250   0.9231   0.03610   0.02966  -0.1558   0.4251   0.0977
   0.000   0.9858   0.03532   0.02853  -0.1644   0.4182   0.1032
   0.250   1.0070   0.03356   0.02677  -0.1643   0.4126   0.1048
   0.500   1.0378   0.03267   0.02580  -0.1658   0.4066   0.1095
   1.250   1.1489   0.03007   0.02275  -0.1737   0.3913   0.1312
   1.500   1.1867   0.02948   0.02193  -0.1763   0.3868   0.1391
   1.750   1.2289   0.03104   0.02318  -0.1784   0.3820   0.1485
   2.000   1.2531   0.02911   0.02130  -0.1792   0.3774   0.1496
   2.250   1.2793   0.02837   0.02051  -0.1797   0.3733   0.1521
   2.500   1.3090   0.02820   0.02017  -0.1805   0.3696   0.1558
   2.750   1.3450   0.02986   0.02163  -0.1813   0.3658   0.1607
   3.000   1.3725   0.02872   0.02050  -0.1823   0.3620   0.1615
   3.250   1.3986   0.02797   0.01975  -0.1828   0.3585   0.1632
   3.500   1.4262   0.02777   0.01945  -0.1833   0.3553   0.1657
   3.750   1.4554   0.02795   0.01947  -0.1839   0.3520   0.1694
   4.000   1.4847   0.02940   0.02085  -0.1834   0.3485   0.1736
   4.250   1.5110   0.02841   0.01992  -0.1842   0.3450   0.1745
   4.500   1.5373   0.02806   0.01956  -0.1846   0.3419   0.1762
   4.750   1.5641   0.02809   0.01951  -0.1848   0.3392   0.1799
   5.000   1.5939   0.02952   0.02069  -0.1846   0.3364   0.1859
   5.250   1.6184   0.02897   0.02031  -0.1849   0.3338   0.1870
   5.500   1.6428   0.02889   0.02031  -0.1850   0.3310   0.1889
   5.750   1.6677   0.02906   0.02050  -0.1848   0.3282   0.1924
   6.000   1.6935   0.02996   0.02130  -0.1842   0.3255   0.1982
   6.250   1.7204   0.02955   0.02081  -0.1849   0.3218   0.2004
   6.500   1.7391   0.02957   0.02094  -0.1838   0.3163   0.2043
   6.750   1.7590   0.03008   0.02140  -0.1822   0.3109   0.2100
   7.000   1.7830   0.02970   0.02095  -0.1823   0.3065   0.2120
   7.250   1.7993   0.02974   0.02110  -0.1808   0.3004   0.2154
   7.500   1.8150   0.03022   0.02157  -0.1787   0.2948   0.2218
   7.750   1.8357   0.03002   0.02128  -0.1783   0.2899   0.2242
   8.000   1.8478   0.03021   0.02164  -0.1762   0.2844   0.2294
   8.250   1.8576   0.03047   0.02193  -0.1736   0.2780   0.2352
   8.500   1.8639   0.03074   0.02220  -0.1707   0.2719   0.2389
   8.750   1.8679   0.03149   0.02306  -0.1672   0.2651   0.2459
   9.000   1.8735   0.03196   0.02347  -0.1649   0.2584   0.2483
   9.250   1.8802   0.03268   0.02434  -0.1628   0.2494   0.2537
   9.500   1.8834   0.03390   0.02554  -0.1604   0.2409   0.2599
   9.750   1.8893   0.03508   0.02677  -0.1588   0.2320   0.2656
  10.000   1.8949   0.03651   0.02826  -0.1572   0.2245   0.2734
  10.250   1.8945   0.03857   0.03030  -0.1553   0.2150   0.2834
  10.500   1.8934   0.04078   0.03253  -0.1540   0.2016   0.2881
  10.750   1.8864   0.04385   0.03556  -0.1526   0.1874   0.2979
  11.000   1.8739   0.04775   0.03944  -0.1515   0.1710   0.3023
  11.250   1.8520   0.05307   0.04472  -0.1506   0.1525   0.3101
  11.500   1.8253   0.05949   0.05114  -0.1505   0.1350   0.3105
  11.750   1.7982   0.06644   0.05815  -0.1510   0.1203   0.3108
  12.000   1.7724   0.07370   0.06549  -0.1520   0.1080   0.3115
  12.250   1.7460   0.08138   0.07329  -0.1533   0.0973   0.3119
  12.500   1.7210   0.08920   0.08123  -0.1550   0.0885   0.3127
  12.750   1.6961   0.09725   0.08942  -0.1570   0.0809   0.3133
  13.000   1.6716   0.10551   0.09782  -0.1593   0.0739   0.3142
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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