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

GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 26.63 at α=8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe802b-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe802b-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 802 B 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.3036   0.12036   0.11324  -0.0276   1.0000   0.0852
  -9.500  -0.3017   0.11811   0.11106  -0.0290   1.0000   0.0859
  -9.000  -0.2975   0.11307   0.10618  -0.0309   1.0000   0.0868
  -8.750  -0.2914   0.10974   0.10290  -0.0307   1.0000   0.0877
  -8.500  -0.2903   0.10725   0.10049  -0.0307   1.0000   0.0887
  -8.250  -0.2934   0.10526   0.09860  -0.0302   1.0000   0.0895
  -8.000  -0.3014   0.10376   0.09723  -0.0292   1.0000   0.0901
  -7.750  -0.3102   0.10237   0.09597  -0.0287   1.0000   0.0906
  -7.500  -0.3191   0.10106   0.09477  -0.0288   1.0000   0.0910
  -7.250  -0.3211   0.09850   0.09228  -0.0274   1.0000   0.0916
  -7.000  -0.3231   0.09605   0.08991  -0.0258   1.0000   0.0926
  -6.750  -0.3265   0.09396   0.08788  -0.0252   1.0000   0.0937
  -6.500  -0.3294   0.09192   0.08589  -0.0253   1.0000   0.0947
  -6.250  -0.3305   0.08992   0.08390  -0.0265   1.0000   0.0956
  -6.000  -0.3288   0.08754   0.08155  -0.0275   1.0000   0.0961
  -5.750  -0.3264   0.08473   0.07878  -0.0263   1.0000   0.0971
  -5.500  -0.3222   0.08215   0.07622  -0.0265   1.0000   0.0984
  -5.250  -0.3149   0.07963   0.07366  -0.0281   1.0000   0.0999
  -5.000  -0.3040   0.07708   0.07103  -0.0306   1.0000   0.1010
  -4.750  -0.2971   0.07423   0.06820  -0.0301   1.0000   0.1024
  -4.500  -0.2848   0.07162   0.06552  -0.0317   1.0000   0.1046
  -4.250  -0.2695   0.06898   0.06277  -0.0339   1.0000   0.1063
  -4.000  -0.2568   0.06635   0.06009  -0.0347   1.0000   0.1088
  -3.750  -0.2395   0.06376   0.05736  -0.0367   1.0000   0.1119
  -3.500  -0.2207   0.06121   0.05466  -0.0389   1.0000   0.1163
  -3.250  -0.2025   0.05865   0.05199  -0.0406   1.0000   0.1217
  -3.000  -0.1823   0.05607   0.04924  -0.0430   1.0000   0.1303
  -2.750  -0.1675   0.05395   0.04714  -0.0436   1.0000   0.1412
  -2.500  -0.1495   0.05242   0.04553  -0.0448   1.0000   0.1525
  -2.250  -0.1026   0.05046   0.04339  -0.0512   0.9911   0.1695
  -2.000  -0.0490   0.04856   0.04131  -0.0583   0.9786   0.1856
  -1.750   0.0071   0.04672   0.03920  -0.0656   0.9660   0.1992
  -1.500   0.0551   0.04516   0.03742  -0.0710   0.9519   0.2138
  -1.250   0.1039   0.04381   0.03576  -0.0763   0.9376   0.2250
  -1.000   0.1521   0.04252   0.03422  -0.0809   0.9234   0.2298
  -0.750   0.2042   0.04138   0.03274  -0.0858   0.9098   0.2318
  -0.500   0.2587   0.04027   0.03127  -0.0907   0.8967   0.2326
  -0.250   0.2976   0.03961   0.03034  -0.0928   0.8813   0.2326
   0.000   0.3367   0.03907   0.02955  -0.0949   0.8664   0.2333
   0.250   0.3772   0.03864   0.02886  -0.0968   0.8523   0.2368
   0.500   0.4352   0.03770   0.02762  -0.1008   0.8416   0.2372
   0.750   0.4678   0.03745   0.02722  -0.1011   0.8260   0.2331
   1.000   0.5005   0.03736   0.02695  -0.1013   0.8112   0.2238
   1.250   0.5361   0.03718   0.02667  -0.1019   0.7978   0.2179
   1.500   0.5869   0.03635   0.02577  -0.1042   0.7881   0.2221
   1.750   0.6110   0.03664   0.02611  -0.1036   0.7728   0.2307
   2.000   0.6372   0.03688   0.02647  -0.1033   0.7585   0.2542
   2.250   0.6686   0.03538   0.02640  -0.1027   0.7473   1.0000
   2.500   0.7028   0.03554   0.02626  -0.1025   0.7356   1.0000
   2.750   0.7215   0.03659   0.02715  -0.1013   0.7211   1.0000
   3.000   0.7447   0.03741   0.02780  -0.1005   0.7083   1.0000
   3.250   0.7837   0.03712   0.02734  -0.1007   0.6993   1.0000
   3.500   0.7960   0.03873   0.02890  -0.0994   0.6850   1.0000
   3.750   0.8146   0.03994   0.03006  -0.0985   0.6728   1.0000
   4.000   0.8518   0.03966   0.02971  -0.0984   0.6641   1.0000
   4.250   0.8594   0.04179   0.03184  -0.0971   0.6503   1.0000
   4.500   0.8819   0.04275   0.03277  -0.0963   0.6398   1.0000
   4.750   0.9108   0.04302   0.03305  -0.0957   0.6294   1.0000
   5.000   0.9171   0.04527   0.03533  -0.0942   0.6157   1.0000
   5.250   0.9528   0.04473   0.03478  -0.0935   0.6052   1.0000
   5.500   0.9847   0.04438   0.03443  -0.0924   0.5932   1.0000
   5.750   0.9920   0.04640   0.03652  -0.0907   0.5788   1.0000
   6.000   1.0143   0.04703   0.03718  -0.0894   0.5665   1.0000
   6.250   1.0655   0.04478   0.03493  -0.0889   0.5564   1.0000
   6.500   1.0657   0.04752   0.03777  -0.0869   0.5416   1.0000
   6.750   1.0773   0.04920   0.03955  -0.0853   0.5281   1.0000
   7.000   1.1456   0.04531   0.03561  -0.0853   0.5182   1.0000
   7.250   1.1524   0.04728   0.03770  -0.0833   0.5032   1.0000
   7.500   1.1542   0.04975   0.04030  -0.0811   0.4880   1.0000
   7.750   1.1650   0.05137   0.04204  -0.0792   0.4733   1.0000
   8.000   1.1970   0.05097   0.04169  -0.0779   0.4594   1.0000
   8.250   1.2428   0.04922   0.03994  -0.0772   0.4447   1.0000
   8.500   1.2830   0.04817   0.03890  -0.0765   0.4294   1.0000
   8.750   1.2738   0.05156   0.04250  -0.0736   0.4147   1.0000
   9.000   1.2433   0.05711   0.04823  -0.0702   0.4019   1.0000
   9.250   1.2691   0.05728   0.04846  -0.0687   0.3881   1.0000
   9.500   1.0854   0.08332   0.07442  -0.0706   0.3803   1.0000
   9.750   1.3553   0.05423   0.04542  -0.0672   0.3571   1.0000
  10.000   1.2410   0.06791   0.05934  -0.0617   0.3552   1.0000
  10.250   1.0275   0.10386   0.09502  -0.0738   0.3546   1.0000
  10.500   1.0001   0.11195   0.10313  -0.0761   0.3493   1.0000
  10.750   1.0176   0.11327   0.10452  -0.0747   0.3376   1.0000
<< Back to GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 802 B AIRFOIL (goe802b-il)