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

GOE 417A (GEW. PLATTE) AIRFOIL (goe417a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 417A (GEW. PLATTE) AIRFOIL (goe417a-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 46.54 at α=6.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe417a-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe417a-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 417A (GEW. PLATTE) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.000  -0.3433   0.11229   0.10517  -0.0190   1.0000   0.0638
  -7.750  -0.3471   0.11131   0.10428  -0.0180   1.0000   0.0646
  -7.500  -0.3482   0.11068   0.10372  -0.0182   1.0000   0.0654
  -7.250  -0.3472   0.11043   0.10351  -0.0193   1.0000   0.0658
  -7.000  -0.3430   0.11069   0.10381  -0.0219   1.0000   0.0661
  -6.750  -0.3381   0.10684   0.10002  -0.0212   1.0000   0.0666
  -6.500  -0.3348   0.10106   0.09429  -0.0179   1.0000   0.0677
  -6.250  -0.3307   0.09763   0.09090  -0.0166   1.0000   0.0691
  -6.000  -0.3257   0.09501   0.08831  -0.0162   1.0000   0.0706
  -5.750  -0.3196   0.09261   0.08595  -0.0164   1.0000   0.0724
  -5.500  -0.3117   0.09044   0.08380  -0.0171   1.0000   0.0745
  -5.250  -0.2991   0.08905   0.08240  -0.0196   1.0000   0.0771
  -5.000  -0.2716   0.09030   0.08351  -0.0273   1.0000   0.0785
  -4.750  -0.2730   0.08475   0.07808  -0.0234   1.0000   0.0795
  -4.500  -0.2684   0.08102   0.07441  -0.0216   1.0000   0.0813
  -4.250  -0.2581   0.07830   0.07170  -0.0217   1.0000   0.0837
  -4.000  -0.2435   0.07602   0.06941  -0.0230   1.0000   0.0867
  -3.750  -0.2146   0.07540   0.06866  -0.0283   1.0000   0.0901
  -3.500  -0.1988   0.07266   0.06592  -0.0295   1.0000   0.0915
  -3.250  -0.1929   0.06905   0.06235  -0.0278   1.0000   0.0938
  -3.000  -0.1778   0.06665   0.05993  -0.0284   1.0000   0.0975
  -2.750  -0.1375   0.06720   0.06024  -0.0350   1.0000   0.1029
  -2.500  -0.1356   0.06269   0.05586  -0.0323   1.0000   0.1051
  -2.250  -0.1205   0.06039   0.05355  -0.0325   1.0000   0.1109
  -2.000  -0.0955   0.05888   0.05192  -0.0350   1.0000   0.1171
  -1.750  -0.0806   0.05664   0.04968  -0.0349   1.0000   0.1247
  -1.500  -0.0588   0.05490   0.04788  -0.0364   1.0000   0.1315
  -1.250  -0.0312   0.05453   0.04734  -0.0388   1.0000   0.1432
  -1.000  -0.0226   0.05136   0.04427  -0.0373   1.0000   0.1503
  -0.750  -0.0030   0.04988   0.04272  -0.0380   1.0000   0.1629
  -0.500   0.0149   0.04845   0.04126  -0.0383   1.0000   0.1784
  -0.250   0.0348   0.04780   0.04051  -0.0390   1.0000   0.2031
   0.000   0.0471   0.04578   0.03856  -0.0382   1.0000   0.2238
   0.250   0.0597   0.04437   0.03718  -0.0374   1.0000   0.2565
   0.500   0.0696   0.04295   0.03580  -0.0361   1.0000   0.3082
   0.750   0.0760   0.04120   0.03414  -0.0338   1.0000   0.3752
   1.000   0.0828   0.03944   0.03248  -0.0313   1.0000   0.4259
   1.250   0.0923   0.03803   0.03113  -0.0292   1.0000   0.4750
   1.500   0.1055   0.03700   0.03012  -0.0279   1.0000   0.5179
   1.750   0.1403   0.03614   0.02925  -0.0303   0.9908   0.5651
   2.000   0.1879   0.03574   0.02875  -0.0353   0.9784   0.5983
   2.250   0.2469   0.03607   0.02885  -0.0429   0.9659   0.6095
   2.500   0.3127   0.03686   0.02936  -0.0520   0.9534   0.5888
   2.750   0.3780   0.03828   0.03042  -0.0607   0.9406   0.5336
   3.000   0.4306   0.03960   0.03140  -0.0666   0.9269   0.4588
   3.250   0.4765   0.04091   0.03237  -0.0704   0.9128   0.3900
   3.500   0.5393   0.04164   0.03278  -0.0763   0.8956   0.3221
   3.750   0.5932   0.04182   0.03265  -0.0799   0.8733   0.2685
   4.000   0.6751   0.04085   0.03133  -0.0865   0.8465   0.2193
   4.250   0.7434   0.03952   0.02993  -0.0916   0.8238   0.1954
   4.500   0.8008   0.03861   0.02898  -0.0952   0.8070   0.1886
   4.750   0.8594   0.03715   0.02774  -0.0985   0.7903   0.1850
   5.000   0.9194   0.03521   0.02599  -0.1012   0.7736   0.1840
   5.250   0.9587   0.03402   0.02500  -0.1009   0.7516   0.1909
   5.500   1.0208   0.03128   0.02293  -0.1028   0.7299   0.2581
   5.750   1.1345   0.02744   0.01972  -0.1128   0.6836   1.0000
   6.000   1.1681   0.02598   0.01798  -0.1093   0.6254   1.0000
   6.250   1.1886   0.02554   0.01720  -0.1050   0.5657   1.0000
   6.500   1.2026   0.02585   0.01724  -0.1008   0.5098   1.0000
   6.750   1.2129   0.02639   0.01755  -0.0963   0.4576   1.0000
   7.000   1.2157   0.02701   0.01797  -0.0910   0.4011   1.0000
   7.250   1.2144   0.02799   0.01849  -0.0852   0.3337   1.0000
   7.500   1.2095   0.03028   0.01999  -0.0795   0.2507   1.0000
   7.750   1.2132   0.03376   0.02260  -0.0755   0.1784   1.0000
   8.000   1.2305   0.03597   0.02455  -0.0734   0.1480   1.0000
   8.250   1.2577   0.03813   0.02659  -0.0726   0.1312   1.0000
   8.500   1.2819   0.04003   0.02848  -0.0716   0.1194   1.0000
   8.750   1.3099   0.04254   0.03123  -0.0710   0.1112   1.0000
   9.000   1.3391   0.04537   0.03412  -0.0708   0.1063   1.0000
   9.250   1.3592   0.04872   0.03786  -0.0693   0.1029   1.0000
   9.500   1.3720   0.05198   0.04160  -0.0668   0.1001   1.0000
   9.750   1.3815   0.05537   0.04537  -0.0642   0.0979   1.0000
  10.000   1.3853   0.05933   0.04979  -0.0610   0.0977   1.0000
  10.250   1.3819   0.06358   0.05452  -0.0573   0.0982   1.0000
  10.500   1.3728   0.06795   0.05933  -0.0534   0.0991   1.0000
  10.750   1.3595   0.07231   0.06406  -0.0495   0.1001   1.0000
  11.000   1.3424   0.07666   0.06871  -0.0457   0.1011   1.0000
  11.250   1.3207   0.08070   0.07296  -0.0418   0.1020   1.0000
  11.500   1.2981   0.08498   0.07743  -0.0388   0.1029   1.0000
  11.750   1.2768   0.08972   0.08231  -0.0369   0.1038   1.0000
  12.000   1.2631   0.09486   0.08755  -0.0360   0.1048   1.0000
  12.250   1.2182   0.10136   0.09428  -0.0373   0.1062   1.0000
<< Back to GOE 417A (GEW. PLATTE) AIRFOIL (goe417a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 417A (GEW. PLATTE) AIRFOIL (goe417a-il)