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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 29.15 at α=4.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe462-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe462-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.000  -0.0762   0.15315   0.14760  -0.0288   1.0000   0.0457
 -11.750  -0.0791   0.15233   0.14691  -0.0273   1.0000   0.0465
 -11.500  -0.0855   0.15200   0.14673  -0.0252   1.0000   0.0471
 -11.250  -0.0661   0.14872   0.14347  -0.0297   0.9912   0.0483
 -11.000  -0.0443   0.14565   0.14041  -0.0350   0.9795   0.0491
 -10.750  -0.0233   0.14304   0.13781  -0.0401   0.9666   0.0495
 -10.500  -0.0032   0.14086   0.13562  -0.0452   0.9533   0.0498
 -10.000   0.0435   0.13019   0.12497  -0.0530   0.9329   0.0514
  -9.750   0.0681   0.12598   0.12074  -0.0572   0.9213   0.0535
  -9.500   0.0928   0.12233   0.11707  -0.0618   0.9090   0.0559
  -9.250   0.1175   0.11896   0.11365  -0.0666   0.8964   0.0584
  -9.000   0.1405   0.11641   0.11106  -0.0714   0.8820   0.0601
  -8.750   0.1598   0.11468   0.10927  -0.0754   0.8650   0.0607
  -8.500   0.1747   0.11355   0.10809  -0.0784   0.8465   0.0610
  -8.250   0.1909   0.10961   0.10413  -0.0800   0.8302   0.0615
  -8.000   0.2077   0.10510   0.09955  -0.0806   0.8138   0.0628
  -7.750   0.2204   0.10250   0.09689  -0.0812   0.7963   0.0644
  -7.500   0.2313   0.10043   0.09477  -0.0815   0.7792   0.0662
  -7.250   0.2408   0.09867   0.09296  -0.0817   0.7625   0.0682
  -7.000   0.2485   0.09738   0.09163  -0.0819   0.7468   0.0705
  -6.750   0.2550   0.09687   0.09109  -0.0823   0.7317   0.0719
  -6.500   0.2642   0.09697   0.09115  -0.0841   0.7174   0.0726
  -6.000   0.2860   0.09074   0.08482  -0.0835   0.6925   0.0746
  -5.750   0.2972   0.08855   0.08259  -0.0836   0.6801   0.0763
  -5.500   0.3100   0.08664   0.08061  -0.0844   0.6691   0.0784
  -5.250   0.3238   0.08489   0.07879  -0.0855   0.6582   0.0804
  -5.000   0.3373   0.08352   0.07739  -0.0870   0.6466   0.0827
  -4.750   0.3562   0.08259   0.07637  -0.0903   0.6365   0.0842
  -4.500   0.3796   0.08201   0.07571  -0.0949   0.6263   0.0849
  -4.250   0.3848   0.07806   0.07175  -0.0920   0.6165   0.0869
  -4.000   0.4028   0.07581   0.06939  -0.0931   0.6081   0.0899
  -3.750   0.4195   0.07425   0.06780  -0.0947   0.5975   0.0923
  -3.500   0.4447   0.07261   0.06604  -0.0983   0.5890   0.0950
  -3.250   0.4757   0.07163   0.06495  -0.1038   0.5790   0.0963
  -3.000   0.4915   0.06887   0.06214  -0.1042   0.5708   0.0981
  -2.750   0.5104   0.06681   0.06000  -0.1051   0.5620   0.1019
  -2.500   0.5389   0.06512   0.05820  -0.1088   0.5533   0.1052
  -2.250   0.5810   0.06378   0.05665  -0.1157   0.5444   0.1075
  -2.000   0.6019   0.06146   0.05428  -0.1170   0.5362   0.1098
  -1.750   0.6297   0.05958   0.05226  -0.1195   0.5282   0.1143
  -1.500   0.6692   0.05817   0.05068  -0.1250   0.5196   0.1176
  -1.250   0.7139   0.05661   0.04888  -0.1314   0.5113   0.1198
  -1.000   0.7360   0.05475   0.04695  -0.1322   0.5040   0.1248
  -0.750   0.7763   0.05342   0.04542  -0.1371   0.4960   0.1277
  -0.500   0.8217   0.05220   0.04395  -0.1429   0.4886   0.1293
  -0.250   0.8545   0.05086   0.04249  -0.1460   0.4808   0.1330
   0.000   0.9000   0.04999   0.04129  -0.1509   0.4746   0.1413
   0.250   0.9387   0.04946   0.04065  -0.1552   0.4663   0.1419
   0.750   1.0097   0.04763   0.03846  -0.1612   0.4540   0.1562
   1.000   1.0464   0.04736   0.03799  -0.1641   0.4475   0.1666
   1.500   1.1088   0.04600   0.03636  -0.1681   0.4359   0.1874
   1.750   1.1425   0.04565   0.03581  -0.1704   0.4306   0.1968
   2.000   1.1796   0.04519   0.03504  -0.1727   0.4266   0.2075
   2.250   1.2034   0.04616   0.03601  -0.1735   0.4204   0.2145
   2.500   1.2297   0.04589   0.03565  -0.1744   0.4155   0.2206
   2.750   1.2619   0.04568   0.03521  -0.1758   0.4116   0.2336
   3.000   1.2849   0.04658   0.03607  -0.1762   0.4065   0.2401
   3.250   1.3053   0.04706   0.03657  -0.1763   0.4014   0.2471
   3.500   1.3334   0.04729   0.03666  -0.1771   0.3976   0.2542
   3.750   1.3653   0.04728   0.03643  -0.1782   0.3946   0.2656
   4.000   1.3757   0.04875   0.03807  -0.1773   0.3898   0.2791
   4.250   1.3912   0.04998   0.03935  -0.1768   0.3853   0.3018
   4.500   1.4168   0.05002   0.03931  -0.1775   0.3818   0.3327
   4.750   1.4494   0.04972   0.03878  -0.1788   0.3789   0.3746
   5.250   1.4506   0.05427   0.04366  -0.1751   0.3699   0.3937
   5.500   1.4640   0.05577   0.04512  -0.1742   0.3666   0.4039
   5.750   1.4889   0.05618   0.04539  -0.1743   0.3641   0.4111
   6.000   1.5232   0.05603   0.04503  -0.1751   0.3621   0.4264
   6.250   1.3201   0.07812   0.06846  -0.1653   0.3498   0.3843
   6.500   1.3485   0.07794   0.06813  -0.1653   0.3479   0.3995
   6.750   1.3870   0.07654   0.06651  -0.1651   0.3466   0.4101
   7.750   1.1901   0.12436   0.11541  -0.1744   0.3149   0.3852
   8.000   1.1636   0.13329   0.12450  -0.1772   0.3095   0.3818
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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