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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.85 at α=-0.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe462-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe462-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.250  -0.0828   0.15331   0.14743  -0.0295   1.0000   0.0641
 -12.000  -0.0794   0.15158   0.14582  -0.0292   1.0000   0.0654
 -11.750  -0.0774   0.15018   0.14454  -0.0288   1.0000   0.0665
 -11.500  -0.0777   0.14924   0.14373  -0.0279   1.0000   0.0676
 -11.250  -0.0817   0.14902   0.14366  -0.0265   1.0000   0.0683
 -11.000  -0.0903   0.14959   0.14439  -0.0242   1.0000   0.0687
 -10.750  -0.1029   0.15074   0.14571  -0.0214   1.0000   0.0690
 -10.500  -0.1179   0.15223   0.14736  -0.0183   1.0000   0.0691
 -10.250  -0.1351   0.15407   0.14938  -0.0152   1.0000   0.0692
 -10.000  -0.1536   0.15620   0.15168  -0.0122   1.0000   0.0693
  -9.750  -0.1625   0.15765   0.15325  -0.0118   0.9980   0.0694
  -9.500  -0.1251   0.14771   0.14329  -0.0180   0.9889   0.0711
  -9.250  -0.0901   0.14242   0.13798  -0.0253   0.9772   0.0739
  -9.000  -0.0573   0.13832   0.13384  -0.0328   0.9648   0.0769
  -8.750  -0.0263   0.13543   0.13093  -0.0405   0.9514   0.0795
  -8.500   0.0004   0.13483   0.13031  -0.0482   0.9364   0.0804
  -8.250   0.0368   0.12790   0.12337  -0.0548   0.9264   0.0815
  -8.000   0.0684   0.12223   0.11766  -0.0596   0.9133   0.0839
  -7.750   0.0992   0.11830   0.11370  -0.0653   0.9004   0.0867
  -7.500   0.1336   0.11480   0.11016  -0.0722   0.8892   0.0900
  -7.250   0.1577   0.11420   0.10952  -0.0779   0.8747   0.0914
  -7.000   0.1828   0.10996   0.10527  -0.0817   0.8615   0.0926
  -6.750   0.2054   0.10524   0.10051  -0.0834   0.8477   0.0955
  -6.500   0.2219   0.10302   0.09827  -0.0851   0.8328   0.0984
  -6.250   0.2361   0.10166   0.09690  -0.0868   0.8181   0.1007
  -6.000   0.2483   0.10183   0.09705  -0.0891   0.8032   0.1023
  -5.500   0.2835   0.09599   0.09115  -0.0921   0.7790   0.1046
  -5.250   0.2903   0.09427   0.08942  -0.0912   0.7650   0.1065
  -5.000   0.2983   0.09310   0.08824  -0.0910   0.7516   0.1085
  -4.750   0.3142   0.09181   0.08691  -0.0927   0.7399   0.1116
  -4.250   0.3459   0.09032   0.08537  -0.0971   0.7154   0.1147
  -4.000   0.3483   0.08820   0.08326  -0.0948   0.7036   0.1163
  -3.750   0.3801   0.08475   0.07968  -0.0980   0.6959   0.1201
  -3.500   0.3841   0.08479   0.07974  -0.0977   0.6826   0.1222
  -3.250   0.4023   0.08554   0.08044  -0.1010   0.6700   0.1244
  -3.000   0.4409   0.08137   0.07613  -0.1054   0.6634   0.1264
  -2.750   0.4324   0.08162   0.07648  -0.1025   0.6507   0.1276
  -2.500   0.4429   0.08067   0.07551  -0.1025   0.6408   0.1306
  -2.000   0.5140   0.08093   0.07554  -0.1146   0.6197   0.1368
  -1.750   0.5366   0.07554   0.07004  -0.1141   0.6148   0.1397
  -1.500   0.5150   0.07850   0.07318  -0.1108   0.6027   0.1398
  -1.250   0.6264   0.07434   0.06849  -0.1273   0.5973   0.1489
  -1.000   0.5990   0.07882   0.07320  -0.1239   0.5848   0.1487
  -0.750   0.6409   0.07240   0.06659  -0.1259   0.5811   0.1532
  -0.500   0.5652   0.08313   0.07773  -0.1190   0.5680   0.1493
  -0.250   0.5066   0.09227   0.08707  -0.1145   0.5601   0.1482
   0.000   0.4522   0.09511   0.09016  -0.1077   0.5558   0.1467
   0.250   0.5426   0.08913   0.08387  -0.1175   0.5490   0.1521
   0.500   0.3091   0.11962   0.11538  -0.1064   0.6370   0.1367
   0.750   0.3257   0.11548   0.11119  -0.1062   0.6209   0.1386
   1.000   0.3650   0.11460   0.11019  -0.1111   0.6106   0.1443
   1.250   0.4341   0.11568   0.11102  -0.1219   0.5955   0.1492
   1.500   0.4751   0.11268   0.10788  -0.1251   0.5800   0.1539
   1.750   0.3867   0.12703   0.12265  -0.1252   0.6653   0.1485
   2.000   0.3936   0.12500   0.12064  -0.1256   0.6595   0.1498
   2.250   0.4209   0.12444   0.12002  -0.1288   0.6492   0.1533
   2.500   0.4416   0.12585   0.12133  -0.1323   0.6406   0.1579
   2.750   0.4938   0.12809   0.12339  -0.1404   0.6323   0.1622
   3.000   0.5056   0.12857   0.12384  -0.1421   0.6263   0.1647
   3.250   0.5398   0.13003   0.12517  -0.1467   0.6167   0.1705
   3.500   0.5674   0.13329   0.12825  -0.1514   0.6083   0.1742
   3.750   0.5980   0.13327   0.12817  -0.1547   0.5999   0.1802
   4.000   0.6167   0.13607   0.13084  -0.1577   0.5915   0.1852
   4.250   0.6497   0.13719   0.13186  -0.1618   0.5839   0.1899
   4.500   0.6995   0.14094   0.13539  -0.1678   0.5804   0.2018
   4.750   0.6903   0.14114   0.13561  -0.1674   0.5696   0.2041
   5.000   0.7471   0.14612   0.14029  -0.1735   0.5647   0.2218
   5.250   0.7363   0.14589   0.14011  -0.1733   0.5548   0.2235
   5.500   0.7811   0.14945   0.14343  -0.1776   0.5490   0.2454
   5.750   0.7784   0.15023   0.14422  -0.1784   0.5412   0.2506
   6.250   0.8511   0.15724   0.15088  -0.1853   0.5314   0.3018
   6.500   0.8346   0.15737   0.15105  -0.1850   0.5226   0.3041
   6.750   0.8657   0.16067   0.15418  -0.1876   0.5170   0.3361
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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