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

GOE 407 AIRFOIL (goe407-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 407 AIRFOIL (goe407-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 27.91 at α=10.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe407-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe407-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 407 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.3181   0.12735   0.11999  -0.0301   1.0000   0.1295
 -10.000  -0.3275   0.12719   0.11993  -0.0313   1.0000   0.1318
  -9.750  -0.3430   0.12791   0.12079  -0.0326   1.0000   0.1326
  -9.500  -0.3131   0.11923   0.11205  -0.0303   1.0000   0.1369
  -9.250  -0.3086   0.11637   0.10925  -0.0297   1.0000   0.1413
  -9.000  -0.3116   0.11464   0.10760  -0.0298   1.0000   0.1452
  -8.750  -0.3262   0.11458   0.10768  -0.0303   1.0000   0.1475
  -8.500  -0.3473   0.11506   0.10833  -0.0303   1.0000   0.1483
  -8.250  -0.3125   0.10697   0.10018  -0.0281   1.0000   0.1542
  -8.000  -0.3149   0.10494   0.09824  -0.0272   1.0000   0.1588
  -7.750  -0.3307   0.10433   0.09779  -0.0263   1.0000   0.1621
  -7.500  -0.3559   0.10460   0.09824  -0.0249   1.0000   0.1634
  -7.250  -0.3414   0.09955   0.09323  -0.0228   1.0000   0.1680
  -7.000  -0.3447   0.09747   0.09124  -0.0206   1.0000   0.1736
  -6.750  -0.3614   0.09669   0.09060  -0.0194   1.0000   0.1774
  -6.500  -0.3854   0.09705   0.09109  -0.0196   1.0000   0.1793
  -6.250  -0.3757   0.09235   0.08647  -0.0153   1.0000   0.1842
  -6.000  -0.3827   0.09064   0.08484  -0.0130   1.0000   0.1898
  -5.750  -0.4021   0.09064   0.08490  -0.0136   1.0000   0.1947
  -5.500  -0.4050   0.08764   0.08198  -0.0111   1.0000   0.1979
  -5.250  -0.4056   0.08520   0.07961  -0.0081   1.0000   0.2042
  -5.000  -0.4160   0.08479   0.07915  -0.0108   1.0000   0.2121
  -4.750  -0.4132   0.08113   0.07560  -0.0061   1.0000   0.2173
  -4.500  -0.4155   0.07978   0.07419  -0.0079   1.0000   0.2287
  -4.250  -0.4130   0.07677   0.07127  -0.0042   1.0000   0.2362
  -4.000  -0.4111   0.07451   0.06899  -0.0039   1.0000   0.2482
  -3.750  -0.4077   0.07229   0.06675  -0.0033   1.0000   0.2633
  -3.500  -0.4038   0.07000   0.06445  -0.0020   1.0000   0.2798
  -3.250  -0.4002   0.06764   0.06213   0.0003   1.0000   0.2997
  -3.000  -0.3977   0.06546   0.05997   0.0023   1.0000   0.3291
  -2.750  -0.3966   0.06326   0.05783   0.0057   1.0000   0.3622
  -2.250  -0.4019   0.05926   0.05399   0.0158   1.0000   0.4560
  -2.000  -0.4061   0.05662   0.05150   0.0224   1.0000   0.4956
  -1.750  -0.4070   0.05449   0.04944   0.0276   1.0000   0.5356
  -1.500  -0.4052   0.05250   0.04748   0.0311   1.0000   0.5735
  -1.250  -0.3932   0.04984   0.04491   0.0347   0.9947   0.6116
  -1.000  -0.3618   0.04755   0.04259   0.0327   0.9837   0.6451
  -0.750  -0.3145   0.04570   0.04056   0.0250   0.9714   0.6545
  -0.500  -0.2399   0.04421   0.03864   0.0096   0.9574   0.6186
  -0.250  -0.0599   0.04553   0.03726  -0.0298   0.9379   0.2700
   0.000  -0.0039   0.04477   0.03565  -0.0340   0.9253   0.2066
   0.250   0.0460   0.04420   0.03434  -0.0369   0.9128   0.1790
   0.500   0.0820   0.04309   0.03303  -0.0385   0.8995   0.1712
   0.750   0.1210   0.04248   0.03208  -0.0404   0.8858   0.1690
   1.000   0.1609   0.04201   0.03131  -0.0423   0.8718   0.1676
   1.250   0.2058   0.04161   0.03059  -0.0450   0.8574   0.1665
   1.500   0.2665   0.04112   0.02985  -0.0507   0.8423   0.1702
   1.750   0.3215   0.04069   0.02933  -0.0553   0.8271   0.1850
   2.000   0.3692   0.04026   0.02893  -0.0585   0.8121   0.2061
   2.250   0.4195   0.03931   0.02852  -0.0622   0.7974   0.2908
   2.500   0.5348   0.03783   0.02766  -0.0772   0.7823   1.0000
   2.750   0.5710   0.03810   0.02776  -0.0781   0.7660   1.0000
   3.000   0.6069   0.03835   0.02789  -0.0789   0.7505   1.0000
   3.250   0.6463   0.03838   0.02782  -0.0800   0.7357   1.0000
   3.500   0.7073   0.03754   0.02692  -0.0838   0.7240   1.0000
   3.750   0.7363   0.03786   0.02721  -0.0835   0.7085   1.0000
   4.000   0.7624   0.03830   0.02762  -0.0827   0.6931   1.0000
   4.250   0.7855   0.03890   0.02821  -0.0816   0.6780   1.0000
   4.500   0.8042   0.03977   0.02909  -0.0801   0.6633   1.0000
   4.750   0.8205   0.04082   0.03014  -0.0783   0.6489   1.0000
   5.000   0.8358   0.04201   0.03134  -0.0766   0.6356   1.0000
   5.250   0.8944   0.04082   0.03020  -0.0792   0.6275   1.0000
   5.500   0.8909   0.04304   0.03246  -0.0756   0.6132   1.0000
   5.750   0.8795   0.04593   0.03535  -0.0716   0.5998   1.0000
   6.000   0.8760   0.04846   0.03790  -0.0685   0.5888   1.0000
   6.250   0.9127   0.04861   0.03813  -0.0690   0.5803   1.0000
   6.500   0.8644   0.05442   0.04389  -0.0634   0.5675   1.0000
   6.750   0.8736   0.05656   0.04606  -0.0621   0.5590   1.0000
   7.000   0.8552   0.06104   0.05055  -0.0602   0.5502   1.0000
   7.250   0.8539   0.06429   0.05383  -0.0590   0.5430   1.0000
   7.500   0.8384   0.06861   0.05817  -0.0577   0.5358   1.0000
   7.750   0.8522   0.07058   0.06022  -0.0569   0.5276   1.0000
   8.000   0.8966   0.06926   0.05904  -0.0557   0.5144   1.0000
   8.250   0.9260   0.06855   0.05845  -0.0538   0.4988   1.0000
   8.500   0.9626   0.06681   0.05685  -0.0515   0.4833   1.0000
   8.750   0.9201   0.07399   0.06399  -0.0504   0.4723   1.0000
   9.000   1.1637   0.05205   0.04273  -0.0525   0.4525   1.0000
   9.250   1.1984   0.05099   0.04184  -0.0513   0.4363   1.0000
   9.500   1.2194   0.05090   0.04189  -0.0490   0.4193   1.0000
   9.750   0.9847   0.07778   0.06829  -0.0436   0.4187   1.0000
  10.000   1.1565   0.05901   0.05010  -0.0384   0.3955   1.0000
  10.500   1.3580   0.04865   0.03974  -0.0449   0.3260   1.0000
  10.750   1.3645   0.05021   0.04140  -0.0418   0.3100   1.0000
  11.000   1.3288   0.05399   0.04546  -0.0350   0.3032   1.0000
  11.250   1.3339   0.05580   0.04733  -0.0321   0.2911   1.0000
  11.500   1.2888   0.06042   0.05211  -0.0258   0.2880   1.0000
  11.750   1.2459   0.06607   0.05783  -0.0219   0.2845   1.0000
  12.000   1.1966   0.07389   0.06568  -0.0205   0.2818   1.0000
  12.250   1.3470   0.06317   0.05505  -0.0210   0.2491   1.0000
  12.500   1.2985   0.06911   0.06115  -0.0169   0.2491   1.0000
  13.000   1.3625   0.06346   0.05530  -0.0122   0.2043   1.0000
  13.250   1.3262   0.06901   0.06111  -0.0096   0.2040   1.0000
  13.500   1.2860   0.07601   0.06831  -0.0086   0.2047   1.0000
  14.000   1.3242   0.07278   0.06480  -0.0036   0.1633   1.0000
  14.250   1.2888   0.07949   0.07176  -0.0036   0.1633   1.0000
  14.500   0.8452   0.17343   0.16465  -0.0617   0.3517   1.0000
<< Back to GOE 407 AIRFOIL (goe407-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 407 AIRFOIL (goe407-il)