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

GOE 692 AIRFOIL (goe692-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 692 AIRFOIL (goe692-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.26 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe692-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe692-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 692 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.3595   0.12988   0.12349  -0.0172   1.0000   0.2505
  -8.250  -0.3884   0.13012   0.12384  -0.0156   1.0000   0.2564
  -8.000  -0.4404   0.13190   0.12579  -0.0136   1.0000   0.2581
  -7.750  -0.3863   0.12486   0.11869  -0.0119   1.0000   0.2659
  -7.500  -0.4019   0.12391   0.11781  -0.0100   1.0000   0.2733
  -7.250  -0.4527   0.12501   0.11907  -0.0074   1.0000   0.2768
  -7.000  -0.4178   0.11984   0.11387  -0.0061   1.0000   0.2840
  -6.750  -0.4317   0.11861   0.11271  -0.0039   1.0000   0.2919
  -6.500  -0.4890   0.11942   0.11367  -0.0002   1.0000   0.2958
  -6.250  -0.4547   0.11460   0.10884   0.0006   1.0000   0.3033
  -6.000  -0.4740   0.11338   0.10768   0.0036   1.0000   0.3113
  -5.750  -0.5165   0.11197   0.10639   0.0050   1.0000   0.3173
  -5.500  -0.4940   0.10893   0.10334   0.0082   1.0000   0.3255
  -5.250  -0.5308   0.10706   0.10157   0.0078   1.0000   0.3366
  -5.000  -0.5125   0.10438   0.09890   0.0118   1.0000   0.3461
  -4.750  -0.5257   0.10184   0.09641   0.0129   1.0000   0.3592
  -4.500  -0.5368   0.09954   0.09414   0.0138   1.0000   0.3763
  -4.250  -0.5405   0.09730   0.09193   0.0156   1.0000   0.3951
  -4.000  -0.4962   0.07286   0.06597  -0.0296   1.0000   0.2205
  -3.750  -0.4836   0.06992   0.06311  -0.0284   1.0000   0.2168
  -3.500  -0.4639   0.06573   0.05865  -0.0311   1.0000   0.2119
  -3.250  -0.4394   0.06130   0.05374  -0.0348   1.0000   0.2085
  -3.000  -0.4166   0.05840   0.05047  -0.0369   1.0000   0.2099
  -2.750  -0.3936   0.05617   0.04786  -0.0385   1.0000   0.2144
  -2.500  -0.3663   0.05395   0.04492  -0.0409   1.0000   0.2198
  -2.250  -0.3485   0.05290   0.04397  -0.0408   1.0000   0.2264
  -2.000  -0.3259   0.05195   0.04270  -0.0416   1.0000   0.2347
  -1.750  -0.3029   0.05100   0.04147  -0.0424   1.0000   0.2427
  -1.500  -0.2821   0.05062   0.04097  -0.0427   1.0000   0.2522
  -1.250  -0.2588   0.05012   0.04019  -0.0435   1.0000   0.2616
  -1.000  -0.2377   0.05001   0.03998  -0.0438   1.0000   0.2726
  -0.750  -0.2156   0.04988   0.03972  -0.0443   1.0000   0.2835
  -0.500  -0.1931   0.05004   0.03964  -0.0448   1.0000   0.2971
  -0.250  -0.1724   0.05020   0.03984  -0.0451   1.0000   0.3112
   0.000  -0.1509   0.05049   0.04010  -0.0454   1.0000   0.3273
   0.250  -0.1295   0.05092   0.04053  -0.0457   1.0000   0.3467
   0.500  -0.1059   0.05159   0.04116  -0.0464   0.9995   0.3705
   0.750  -0.0650   0.05317   0.04280  -0.0502   0.9943   0.4088
   1.000  -0.0326   0.05428   0.04415  -0.0525   0.9890   0.4550
   1.250   0.0089   0.05561   0.04627  -0.0560   0.9833   0.5594
   1.500   0.0258   0.05486   0.04660  -0.0542   0.9727   1.0000
   1.750   0.0546   0.05672   0.04794  -0.0563   0.9643   1.0000
   2.000   0.0953   0.05966   0.05047  -0.0605   0.9551   1.0000
   2.250   0.1168   0.06089   0.05150  -0.0614   0.9430   1.0000
   2.500   0.1360   0.06231   0.05276  -0.0619   0.9327   1.0000
   2.750   0.1715   0.06514   0.05537  -0.0652   0.9241   1.0000
   3.000   0.1948   0.06666   0.05675  -0.0663   0.9106   1.0000
   3.250   0.2084   0.06786   0.05786  -0.0659   0.8994   1.0000
   3.500   0.2411   0.07067   0.06052  -0.0686   0.8905   1.0000
   3.750   0.2648   0.07235   0.06211  -0.0697   0.8765   1.0000
   4.000   0.2751   0.07351   0.06322  -0.0688   0.8645   1.0000
   4.250   0.3051   0.07628   0.06589  -0.0710   0.8553   1.0000
   4.500   0.3321   0.07834   0.06788  -0.0725   0.8408   1.0000
   4.750   0.3381   0.07937   0.06888  -0.0711   0.8280   1.0000
   5.000   0.3620   0.08193   0.07139  -0.0724   0.8187   1.0000
   5.250   0.4018   0.08509   0.07448  -0.0756   0.8036   1.0000
   5.500   0.3981   0.08552   0.07492  -0.0729   0.7906   1.0000
   5.750   0.4120   0.08760   0.07698  -0.0729   0.7796   1.0000
   6.000   0.4474   0.09077   0.08011  -0.0755   0.7672   1.0000
   6.250   0.4666   0.09258   0.08191  -0.0758   0.7516   1.0000
   6.500   0.4643   0.09387   0.08322  -0.0738   0.7397   1.0000
   6.750   0.4835   0.09651   0.08587  -0.0746   0.7295   1.0000
   7.000   0.5136   0.09929   0.08864  -0.0762   0.7149   1.0000
   7.250   0.5390   0.10162   0.09098  -0.0770   0.6984   1.0000
   7.500   0.5260   0.10286   0.09226  -0.0745   0.6882   1.0000
   7.750   0.5416   0.10539   0.09481  -0.0748   0.6764   1.0000
   8.000   0.5686   0.10821   0.09764  -0.0759   0.6626   1.0000
   8.250   0.6610   0.10064   0.08992  -0.0727   0.5650   1.0000
   8.500   0.6728   0.10266   0.09197  -0.0721   0.5520   1.0000
   8.750   0.6946   0.10404   0.09338  -0.0718   0.5373   1.0000
   9.000   0.7237   0.10495   0.09432  -0.0716   0.5229   1.0000
   9.250   0.7616   0.10492   0.09434  -0.0713   0.5084   1.0000
   9.500   0.7407   0.10907   0.09854  -0.0702   0.4961   1.0000
   9.750   0.7494   0.11119   0.10070  -0.0695   0.4827   1.0000
  10.000   0.7687   0.11262   0.10217  -0.0690   0.4698   1.0000
  10.250   0.8090   0.11213   0.10173  -0.0683   0.4569   1.0000
  10.500   0.7898   0.11695   0.10661  -0.0681   0.4456   1.0000
  10.750   0.7948   0.11982   0.10953  -0.0678   0.4348   1.0000
  11.000   0.8380   0.11900   0.10876  -0.0669   0.4234   1.0000
  11.250   0.8021   0.12622   0.11603  -0.0678   0.4159   1.0000
  11.500   0.8391   0.12643   0.11630  -0.0671   0.4061   1.0000
  11.750   0.8089   0.13336   0.12327  -0.0684   0.4018   1.0000
  12.000   0.8026   0.13792   0.12789  -0.0693   0.3978   1.0000
  12.250   0.8119   0.14141   0.13144  -0.0700   0.3937   1.0000
  12.500   0.8308   0.14485   0.13494  -0.0706   0.3910   1.0000
  12.750   0.7527   0.16163   0.15182  -0.0799   0.4730   1.0000
<< Back to GOE 692 AIRFOIL (goe692-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 692 AIRFOIL (goe692-il)