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

GOE 92 AIRFOIL (goe92-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 92 AIRFOIL (goe92-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 31.18 at α=10.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe92-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe92-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 92 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  -0.2911   0.11067   0.10440  -0.0221   1.0000   0.0998
  -8.250  -0.2938   0.10952   0.10337  -0.0241   1.0000   0.1025
  -8.000  -0.3026   0.10927   0.10329  -0.0261   1.0000   0.1035
  -7.750  -0.2857   0.10298   0.09702  -0.0242   1.0000   0.1075
  -7.500  -0.2824   0.10024   0.09437  -0.0237   1.0000   0.1123
  -7.250  -0.2879   0.09884   0.09311  -0.0241   1.0000   0.1158
  -7.000  -0.2971   0.09847   0.09288  -0.0264   1.0000   0.1178
  -6.750  -0.3056   0.09850   0.09301  -0.0298   1.0000   0.1186
  -6.500  -0.2930   0.09180   0.08640  -0.0222   1.0000   0.1258
  -6.250  -0.2984   0.09042   0.08511  -0.0226   1.0000   0.1305
  -6.000  -0.3048   0.09057   0.08529  -0.0273   1.0000   0.1330
  -5.750  -0.3017   0.08559   0.08045  -0.0209   1.0000   0.1384
  -5.500  -0.3020   0.08414   0.07903  -0.0227   1.0000   0.1460
  -5.000  -0.2946   0.08035   0.07527  -0.0268   1.0000   0.1620
  -4.750  -0.2961   0.07634   0.07143  -0.0205   1.0000   0.1714
  -4.500  -0.2926   0.07383   0.06894  -0.0204   1.0000   0.1829
  -4.250  -0.2883   0.07146   0.06662  -0.0205   1.0000   0.1973
  -4.000   0.1106   0.03960   0.03410  -0.0310   1.0000   1.0000
  -3.750   0.1139   0.03849   0.03311  -0.0304   1.0000   1.0000
  -3.500   0.1144   0.03762   0.03236  -0.0293   1.0000   1.0000
  -3.250   0.1123   0.03695   0.03181  -0.0278   1.0000   1.0000
  -3.000   0.1076   0.03647   0.03146  -0.0259   1.0000   1.0000
  -2.750   0.0432   0.03898   0.03426  -0.0108   1.0000   0.9815
  -2.500  -0.2293   0.05342   0.04923  -0.0049   0.9693   0.5444
  -2.250  -0.2246   0.05040   0.04638   0.0068   0.9564   0.6434
  -2.000  -0.2129   0.04740   0.04349   0.0171   0.9434   0.7331
  -1.750  -0.1646   0.04348   0.03957   0.0196   0.9317   0.8147
  -1.500   0.1900   0.03754   0.03010  -0.0878   0.8939   0.2613
  -1.250   0.2618   0.03530   0.02689  -0.0938   0.8771   0.1961
  -1.000   0.3208   0.03364   0.02445  -0.0971   0.8596   0.1759
  -0.750   0.3694   0.03178   0.02225  -0.0991   0.8413   0.1680
  -0.500   0.4071   0.03087   0.02088  -0.0989   0.8190   0.1610
  -0.250   0.4495   0.02948   0.01919  -0.0991   0.8003   0.1593
   0.000   0.4809   0.02863   0.01815  -0.0982   0.7776   0.1652
   0.250   0.5142   0.02767   0.01703  -0.0972   0.7585   0.1704
   0.500   0.5429   0.02712   0.01628  -0.0959   0.7385   0.1757
   0.750   0.5708   0.02660   0.01570  -0.0947   0.7192   0.1866
   1.000   0.6000   0.02604   0.01517  -0.0938   0.7023   0.2146
   1.250   0.6311   0.02416   0.01480  -0.0929   0.6868   1.0000
   1.500   0.6587   0.02451   0.01464  -0.0917   0.6719   1.0000
   1.750   0.6850   0.02500   0.01473  -0.0908   0.6576   1.0000
   2.000   0.7103   0.02562   0.01505  -0.0901   0.6440   1.0000
   2.250   0.7346   0.02639   0.01560  -0.0895   0.6313   1.0000
   2.500   0.7585   0.02729   0.01633  -0.0891   0.6200   1.0000
   2.750   0.7842   0.02805   0.01691  -0.0888   0.6110   1.0000
   3.000   0.8077   0.02905   0.01783  -0.0884   0.6013   1.0000
   3.250   0.8287   0.03034   0.01908  -0.0882   0.5919   1.0000
   3.500   0.8557   0.03102   0.01963  -0.0878   0.5847   1.0000
   3.750   0.8720   0.03291   0.02161  -0.0877   0.5761   1.0000
   4.000   0.8984   0.03375   0.02240  -0.0874   0.5702   1.0000
   4.250   0.9110   0.03608   0.02487  -0.0873   0.5622   1.0000
   4.500   0.9358   0.03707   0.02583  -0.0869   0.5562   1.0000
   4.750   0.9440   0.03999   0.02891  -0.0869   0.5494   1.0000
   5.000   0.9612   0.04191   0.03089  -0.0867   0.5435   1.0000
   5.250   0.9739   0.04434   0.03341  -0.0864   0.5376   1.0000
   5.500   0.9694   0.04867   0.03788  -0.0864   0.5309   1.0000
   5.750   1.0050   0.04859   0.03786  -0.0858   0.5259   1.0000
   6.000   0.9478   0.05886   0.04830  -0.0869   0.5197   1.0000
   6.250   0.9749   0.05957   0.04907  -0.0861   0.5129   1.0000
   6.500   0.9314   0.06793   0.05744  -0.0869   0.5080   1.0000
   6.750   0.9791   0.06598   0.05559  -0.0847   0.4956   1.0000
   7.000   0.9222   0.07543   0.06501  -0.0860   0.4909   1.0000
   7.250   0.9417   0.07658   0.06624  -0.0847   0.4785   1.0000
   7.500   0.9676   0.07701   0.06676  -0.0831   0.4657   1.0000
   7.750   0.9535   0.08185   0.07164  -0.0831   0.4567   1.0000
   8.000   0.9462   0.08609   0.07593  -0.0829   0.4476   1.0000
   8.250   0.9637   0.08777   0.07776  -0.0818   0.4361   1.0000
   8.500   0.9541   0.09255   0.08259  -0.0821   0.4279   1.0000
   8.750   0.9469   0.09730   0.08740  -0.0824   0.4204   1.0000
   9.000   0.9712   0.09867   0.08889  -0.0811   0.4092   1.0000
   9.250   0.9393   0.10634   0.09656  -0.0832   0.4067   1.0000
   9.500   0.9262   0.11238   0.10265  -0.0847   0.4064   1.0000
   9.750   0.9350   0.11755   0.10793  -0.0861   0.4105   1.0000
  10.000   1.3735   0.04954   0.04119  -0.0580   0.3146   1.0000
  10.250   1.4123   0.04529   0.03691  -0.0559   0.2949   1.0000
  10.500   1.4103   0.04555   0.03741  -0.0524   0.2792   1.0000
  10.750   1.4078   0.04612   0.03820  -0.0491   0.2657   1.0000
  11.000   1.3955   0.04762   0.03988  -0.0457   0.2523   1.0000
  11.250   1.3764   0.05111   0.04367  -0.0438   0.2425   1.0000
  11.500   1.3591   0.05504   0.04784  -0.0430   0.2329   1.0000
  11.750   1.3429   0.05936   0.05235  -0.0431   0.2229   1.0000
  12.000   1.3150   0.06640   0.05960  -0.0447   0.2189   1.0000
  12.250   1.2973   0.07212   0.06546  -0.0463   0.2102   1.0000
  12.500   1.2662   0.08081   0.07423  -0.0491   0.2083   1.0000
  12.750   1.2536   0.08606   0.07960  -0.0507   0.1969   1.0000
  13.000   1.2256   0.09471   0.08827  -0.0535   0.1939   1.0000
  13.250   1.2517   0.09145   0.08483  -0.0517   0.1383   1.0000
  13.500   1.2423   0.09578   0.08895  -0.0524   0.1177   1.0000
  13.750   1.2299   0.10106   0.09412  -0.0537   0.1043   1.0000
<< Back to GOE 92 AIRFOIL (goe92-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 92 AIRFOIL (goe92-il)