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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 692 AIRFOIL (goe692-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 18.99 at α=10.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe692-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe692-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.3056   0.11386   0.10661  -0.0554   0.9792   0.0926
  -9.250  -0.3010   0.10938   0.10213  -0.0590   0.9733   0.0927
  -9.000  -0.2985   0.10470   0.09744  -0.0628   0.9673   0.0923
  -8.750  -0.2994   0.09986   0.09260  -0.0664   0.9602   0.0918
  -8.500  -0.3037   0.09492   0.08766  -0.0701   0.9527   0.0915
  -8.250  -0.3114   0.08979   0.08254  -0.0740   0.9444   0.0916
  -8.000  -0.3252   0.08454   0.07730  -0.0775   0.9340   0.0920
  -7.750  -0.3290   0.07741   0.07005  -0.0842   0.9265   0.0931
  -7.500  -0.3450   0.07152   0.06402  -0.0864   0.9152   0.0939
  -7.250  -0.3541   0.06472   0.05688  -0.0898   0.9068   0.0953
  -7.000  -0.3593   0.05853   0.05019  -0.0917   0.8981   0.0967
  -6.750  -0.3436   0.05334   0.04445  -0.0948   0.8936   0.0991
  -6.500  -0.3339   0.05263   0.04373  -0.0928   0.8843   0.1011
  -6.250  -0.3096   0.05054   0.04139  -0.0942   0.8793   0.1049
  -6.000  -0.2926   0.04707   0.03727  -0.0950   0.8735   0.1092
  -5.750  -0.2757   0.04595   0.03604  -0.0943   0.8659   0.1124
  -5.500  -0.2461   0.04478   0.03470  -0.0955   0.8614   0.1175
  -5.250  -0.2215   0.04277   0.03215  -0.0962   0.8563   0.1237
  -5.000  -0.2045   0.04247   0.03191  -0.0949   0.8484   0.1276
  -4.750  -0.1738   0.04124   0.03032  -0.0961   0.8440   0.1350
  -4.500  -0.1386   0.04030   0.02927  -0.0979   0.8409   0.1421
  -4.250  -0.1290   0.04005   0.02889  -0.0953   0.8313   0.1473
  -4.000  -0.0982   0.03919   0.02779  -0.0963   0.8267   0.1554
  -3.750  -0.0627   0.03848   0.02696  -0.0978   0.8235   0.1643
  -3.500  -0.0508   0.03832   0.02663  -0.0956   0.8145   0.1708
  -3.250  -0.0217   0.03787   0.02616  -0.0961   0.8094   0.1791
  -3.000   0.0140   0.03721   0.02535  -0.0975   0.8060   0.1902
  -2.750   0.0281   0.03729   0.02539  -0.0957   0.7977   0.1981
  -2.500   0.0558   0.03696   0.02498  -0.0958   0.7921   0.2093
  -2.250   0.0911   0.03650   0.02440  -0.0970   0.7886   0.2242
  -2.000   0.1073   0.03663   0.02457  -0.0955   0.7809   0.2348
  -1.750   0.1327   0.03654   0.02445  -0.0953   0.7746   0.2496
  -1.500   0.1674   0.03616   0.02405  -0.0964   0.7710   0.2689
  -1.250   0.1842   0.03640   0.02431  -0.0950   0.7633   0.2855
  -1.000   0.2083   0.03638   0.02436  -0.0947   0.7569   0.3077
  -0.750   0.2423   0.03596   0.02405  -0.0957   0.7533   0.3402
  -0.500   0.2565   0.03629   0.02455  -0.0940   0.7450   0.3693
  -0.250   0.2813   0.03608   0.02464  -0.0937   0.7391   0.4207
   0.000   0.3106   0.03521   0.02448  -0.0934   0.7357   0.5489
   0.500   0.3600   0.03534   0.02536  -0.0915   0.7215   1.0000
   0.750   0.3948   0.03531   0.02505  -0.0925   0.7180   1.0000
   1.000   0.3990   0.03648   0.02609  -0.0897   0.7074   1.0000
   1.250   0.4299   0.03659   0.02599  -0.0901   0.7028   1.0000
   1.500   0.4618   0.03664   0.02586  -0.0906   0.6989   1.0000
   1.750   0.4665   0.03792   0.02705  -0.0880   0.6880   1.0000
   2.000   0.5005   0.03785   0.02682  -0.0886   0.6843   1.0000
   2.250   0.5053   0.03925   0.02815  -0.0862   0.6736   1.0000
   2.500   0.5353   0.03935   0.02814  -0.0864   0.6689   1.0000
   2.750   0.5596   0.03976   0.02845  -0.0860   0.6631   1.0000
   3.000   0.5711   0.04091   0.02954  -0.0844   0.6536   1.0000
   3.250   0.6048   0.04075   0.02930  -0.0848   0.6500   1.0000
   3.750   0.6383   0.04248   0.03093  -0.0826   0.6340   1.0000
   4.000   0.6672   0.04256   0.03095  -0.0825   0.6293   1.0000
   4.250   0.6723   0.04422   0.03261  -0.0805   0.6179   1.0000
   4.500   0.7071   0.04384   0.03218  -0.0808   0.6146   1.0000
   5.000   0.7398   0.04560   0.03392  -0.0785   0.5978   1.0000
   5.500   0.7732   0.04726   0.03558  -0.0763   0.5808   1.0000
   5.750   0.8094   0.04654   0.03482  -0.0764   0.5773   1.0000
   6.250   0.8132   0.05048   0.03883  -0.0723   0.5520   1.0000
   6.500   0.8419   0.05020   0.03856  -0.0718   0.5463   1.0000
   6.750   0.8812   0.04901   0.03737  -0.0719   0.5433   1.0000
   7.000   0.8760   0.05163   0.04004  -0.0696   0.5290   1.0000
   7.250   0.9153   0.05035   0.03878  -0.0696   0.5260   1.0000
   7.500   0.9095   0.05308   0.04157  -0.0674   0.5117   1.0000
   8.000   0.9434   0.05444   0.04303  -0.0652   0.4944   1.0000
   8.500   0.9787   0.05556   0.04424  -0.0630   0.4772   1.0000
   9.000   1.0162   0.05632   0.04511  -0.0608   0.4597   1.0000
   9.250   1.0144   0.05878   0.04763  -0.0591   0.4458   1.0000
   9.500   1.0586   0.05627   0.04513  -0.0585   0.4415   1.0000
   9.750   1.0574   0.05855   0.04750  -0.0568   0.4273   1.0000
  10.000   1.0593   0.06064   0.04964  -0.0553   0.4139   1.0000
  10.250   1.1026   0.05807   0.04708  -0.0546   0.4086   1.0000
  10.500   1.0981   0.06089   0.04998  -0.0530   0.3945   1.0000
  10.750   1.1012   0.06297   0.05214  -0.0518   0.3822   1.0000
  11.000   1.1362   0.06136   0.05052  -0.0509   0.3754   1.0000
  11.250   1.1302   0.06456   0.05381  -0.0496   0.3623   1.0000
  11.500   1.1434   0.06556   0.05486  -0.0486   0.3526   1.0000
  11.750   1.1604   0.06608   0.05542  -0.0476   0.3433   1.0000
  12.000   1.1567   0.06922   0.05865  -0.0466   0.3319   1.0000
  12.250   1.1887   0.06794   0.05735  -0.0456   0.3254   1.0000
  12.500   1.1755   0.07237   0.06191  -0.0449   0.3138   1.0000
  12.750   1.2137   0.07029   0.05978  -0.0438   0.3081   1.0000
  13.000   1.1917   0.07596   0.06562  -0.0433   0.2966   1.0000
  13.250   1.2184   0.07531   0.06494  -0.0423   0.2903   1.0000
  13.500   1.2013   0.08055   0.07033  -0.0421   0.2803   1.0000
  13.750   1.2415   0.07808   0.06779  -0.0408   0.2756   1.0000
  14.000   1.1983   0.08719   0.07714  -0.0415   0.2651   1.0000
  14.250   1.2281   0.08608   0.07605  -0.0404   0.2609   1.0000
  14.500   1.1726   0.09782   0.08799  -0.0424   0.2507   1.0000
  14.750   1.1883   0.09873   0.08897  -0.0418   0.2462   1.0000
  15.000   1.2285   0.09586   0.08610  -0.0401   0.2435   1.0000
  15.250   1.1268   0.11648   0.10694  -0.0463   0.2303   1.0000
  15.500   1.1549   0.11506   0.10557  -0.0449   0.2280   1.0000
<< Back to GOE 692 AIRFOIL (goe692-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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