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

GOE 464 AIRFOIL (goe464-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 464 AIRFOIL (goe464-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 151.48 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe464-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-goe464-il-200000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 464 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.1879   0.12223   0.11899  -0.0252   1.0000   0.0271
  -9.750  -0.2000   0.12195   0.11878  -0.0212   1.0000   0.0273
  -9.500  -0.2024   0.12069   0.11756  -0.0196   0.9994   0.0276
  -9.250  -0.1818   0.11713   0.11400  -0.0238   0.9961   0.0282
  -9.000  -0.1614   0.11365   0.11052  -0.0280   0.9924   0.0290
  -8.750  -0.1413   0.11026   0.10712  -0.0322   0.9878   0.0300
  -8.500  -0.1185   0.10684   0.10370  -0.0376   0.9836   0.0310
  -8.250  -0.0992   0.10490   0.10176  -0.0437   0.9757   0.0315
  -8.000  -0.0770   0.10017   0.09703  -0.0474   0.9718   0.0319
  -7.750  -0.0528   0.09624   0.09310  -0.0510   0.9676   0.0327
  -7.500  -0.0314   0.09320   0.09005  -0.0546   0.9601   0.0342
  -7.250  -0.0021   0.08967   0.08651  -0.0612   0.9553   0.0364
  -7.000   0.0273   0.08726   0.08408  -0.0701   0.9455   0.0371
  -6.750   0.0520   0.08246   0.07927  -0.0721   0.9418   0.0378
  -6.500   0.0808   0.07915   0.07594  -0.0768   0.9359   0.0393
  -6.250   0.1071   0.07619   0.07297  -0.0814   0.9268   0.0413
  -6.000   0.1425   0.07391   0.07063  -0.0908   0.9162   0.0430
  -5.750   0.1614   0.07017   0.06687  -0.0912   0.9078   0.0438
  -5.500   0.1818   0.06786   0.06453  -0.0931   0.8965   0.0457
  -5.250   0.2146   0.06611   0.06269  -0.1004   0.8842   0.0492
  -5.000   0.2278   0.06316   0.05972  -0.0994   0.8726   0.0500
  -4.750   0.2458   0.06116   0.05768  -0.1003   0.8599   0.0518
  -4.500   0.2769   0.05960   0.05602  -0.1055   0.8472   0.0550
  -4.250   0.2984   0.05687   0.05321  -0.1074   0.8358   0.0558
  -4.000   0.3147   0.05472   0.05104  -0.1073   0.8223   0.0572
  -3.750   0.3414   0.05292   0.04916  -0.1099   0.8095   0.0607
  -3.500   0.3745   0.05073   0.04685  -0.1145   0.7976   0.0621
  -3.250   0.3939   0.04846   0.04453  -0.1147   0.7849   0.0633
  -3.000   0.4198   0.04654   0.04255  -0.1165   0.7712   0.0654
  -2.500   0.4536   0.02484   0.02080  -0.1104   0.7135   0.0690
  -2.250   0.4787   0.02290   0.01876  -0.1119   0.7010   0.0703
  -2.000   0.5088   0.02120   0.01693  -0.1144   0.6885   0.0722
  -1.750   0.5589   0.02047   0.01591  -0.1206   0.6756   0.0746
  -1.500   0.5855   0.01829   0.01357  -0.1222   0.6652   0.0751
  -1.250   0.6091   0.01660   0.01180  -0.1229   0.6533   0.0759
  -1.000   0.6376   0.01540   0.01047  -0.1243   0.6414   0.0772
  -0.750   0.6696   0.01442   0.00928  -0.1262   0.6303   0.0795
  -0.500   0.7195   0.01447   0.00892  -0.1303   0.6175   0.0817
  -0.250   0.7401   0.01271   0.00715  -0.1306   0.6071   0.0823
   0.000   0.7654   0.01178   0.00608  -0.1311   0.5971   0.0840
   0.250   0.8092   0.01200   0.00594  -0.1333   0.5848   0.0892
   0.500   0.8284   0.01052   0.00450  -0.1334   0.5750   0.0910
   0.750   0.8668   0.01040   0.00397  -0.1346   0.5641   0.1059
   1.000   0.8887   0.00925   0.00283  -0.1349   0.5538   0.1107
   1.250   0.9172   0.00903   0.00237  -0.1352   0.5445   0.1180
   1.750   0.9700   0.00880   0.00192  -0.1350   0.5237   0.1281
   2.000   0.9952   0.00862   0.00166  -0.1348   0.5135   0.1306
   2.250   1.0213   0.00861   0.00154  -0.1346   0.5039   0.1337
   2.500   1.0496   0.00900   0.00170  -0.1341   0.4949   0.1381
   2.750   1.0741   0.00863   0.00133  -0.1340   0.4858   0.1394
   3.000   1.0990   0.00848   0.00107  -0.1338   0.4775   0.1415
   3.250   1.1236   0.00847   0.00103  -0.1333   0.4677   0.1449
   3.500   1.1500   0.00883   0.00116  -0.1327   0.4587   0.1518
   3.750   1.1735   0.00853   0.00091  -0.1324   0.4491   0.1543
   4.000   1.1982   0.00858   0.00083  -0.1320   0.4415   0.1602
   4.250   1.2227   0.00866   0.00091  -0.1314   0.4332   0.1676
   4.500   1.2473   0.00868   0.00082  -0.1310   0.4263   0.1738
   4.750   1.2711   0.00873   0.00090  -0.1304   0.4185   0.1826
   5.000   1.2954   0.00882   0.00091  -0.1299   0.4116   0.1947
   5.250   1.3189   0.00886   0.00096  -0.1293   0.4045   0.2086
   5.500   1.3421   0.00886   0.00098  -0.1287   0.3974   0.2273
   6.250   1.4428   0.02029   0.01210  -0.1317   0.3823   0.2954
   6.500   1.4672   0.02038   0.01212  -0.1312   0.3758   0.3158
   6.750   1.4900   0.02044   0.01230  -0.1303   0.3687   0.3324
   7.000   1.5130   0.02054   0.01242  -0.1295   0.3621   0.3492
   7.250   1.5369   0.02081   0.01270  -0.1288   0.3556   0.3603
   7.500   1.5600   0.02104   0.01300  -0.1280   0.3481   0.3594
   7.750   1.5832   0.02156   0.01338  -0.1269   0.3414   0.3191
   8.000   1.6026   0.02194   0.01386  -0.1252   0.3334   0.2814
   8.250   1.6231   0.02251   0.01430  -0.1236   0.3262   0.2439
   8.500   1.6423   0.02289   0.01478  -0.1220   0.3182   0.2160
   8.750   1.6629   0.02325   0.01510  -0.1208   0.3105   0.1982
   9.000   1.6812   0.02366   0.01560  -0.1192   0.3021   0.1891
   9.250   1.7000   0.02408   0.01598  -0.1179   0.2939   0.1883
   9.500   1.7159   0.02450   0.01653  -0.1160   0.2847   0.1836
   9.750   1.7310   0.02507   0.01699  -0.1140   0.2761   0.1782
  10.000   1.7416   0.02545   0.01753  -0.1114   0.2664   0.1763
  10.250   1.7517   0.02603   0.01809  -0.1087   0.2581   0.1747
  10.500   1.7601   0.02662   0.01875  -0.1058   0.2493   0.1735
  10.750   1.7688   0.02739   0.01953  -0.1032   0.2414   0.1729
  11.000   1.7765   0.02819   0.02037  -0.1006   0.2334   0.1729
  11.250   1.7838   0.02915   0.02134  -0.0982   0.2260   0.1730
  11.500   1.7899   0.03016   0.02239  -0.0958   0.2183   0.1762
  11.750   1.7957   0.03135   0.02359  -0.0935   0.2114   0.1788
  12.000   1.8014   0.03256   0.02489  -0.0915   0.2045   0.1809
  12.250   1.8062   0.03401   0.02627  -0.0895   0.1986   0.1821
  12.500   1.8119   0.03539   0.02781  -0.0877   0.1926   0.1835
  12.750   1.8155   0.03700   0.02943  -0.0859   0.1872   0.1858
  13.000   1.8192   0.03871   0.03119  -0.0842   0.1819   0.1880
  13.250   1.8219   0.04051   0.03311  -0.0827   0.1763   0.1912
  13.500   1.8227   0.04255   0.03515  -0.0812   0.1712   0.1952
  13.750   1.8243   0.04464   0.03735  -0.0799   0.1663   0.2015
  14.000   1.8245   0.04690   0.03976  -0.0788   0.1613   0.2119
  14.250   1.8248   0.04915   0.04231  -0.0779   0.1569   0.6854
  14.500   1.8291   0.05163   0.04521  -0.0784   0.1523   1.0000
  14.750   1.8279   0.05435   0.04809  -0.0778   0.1480   1.0000
  15.000   1.8249   0.05735   0.05114  -0.0774   0.1439   1.0000
  15.250   1.8219   0.06041   0.05421  -0.0769   0.1400   1.0000
  15.500   1.8185   0.06379   0.05782  -0.0770   0.1359   1.0000
  15.750   1.8133   0.06748   0.06163  -0.0773   0.1315   1.0000
  16.000   1.8055   0.07151   0.06566  -0.0777   0.1272   1.0000
  16.250   1.8003   0.07545   0.06980  -0.0783   0.1231   1.0000
  16.500   1.7937   0.07967   0.07417  -0.0791   0.1189   1.0000
  16.750   1.7844   0.08433   0.07889  -0.0801   0.1150   1.0000
  17.000   1.7765   0.08890   0.08360  -0.0812   0.1112   1.0000
  17.250   1.7684   0.09368   0.08855  -0.0825   0.1067   1.0000
  17.500   1.7569   0.09906   0.09401  -0.0842   0.1025   1.0000
  17.750   1.7455   0.10459   0.09968  -0.0861   0.0975   1.0000
  18.000   1.7339   0.11023   0.10545  -0.0881   0.0923   1.0000
  18.250   1.7195   0.11643   0.11172  -0.0906   0.0875   1.0000
  18.500   1.7066   0.12250   0.11792  -0.0931   0.0810   1.0000
  18.750   1.6898   0.12934   0.12481  -0.0962   0.0749   1.0000
  19.000   1.6731   0.13624   0.13178  -0.0995   0.0685   1.0000
  19.250   1.6572   0.14310   0.13870  -0.1029   0.0627   1.0000
<< Back to GOE 464 AIRFOIL (goe464-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 464 AIRFOIL (goe464-il)