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

GOE 446 AIRFOIL (goe446-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 446 AIRFOIL (goe446-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.6 at α=12.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe446-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe446-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 446 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.3363   0.14199   0.13570  -0.0249   1.0000   0.1500
  -9.000  -0.3568   0.14292   0.13672  -0.0239   1.0000   0.1513
  -8.750  -0.3812   0.14418   0.13809  -0.0227   1.0000   0.1519
  -8.500  -0.3779   0.14003   0.13399  -0.0214   1.0000   0.1532
  -8.250  -0.3595   0.13472   0.12866  -0.0194   1.0000   0.1564
  -8.000  -0.3611   0.13267   0.12666  -0.0177   1.0000   0.1596
  -7.750  -0.3686   0.13129   0.12533  -0.0163   1.0000   0.1630
  -7.500  -0.3833   0.13067   0.12479  -0.0149   1.0000   0.1661
  -7.250  -0.4080   0.13107   0.12529  -0.0133   1.0000   0.1679
  -7.000  -0.4367   0.13173   0.12605  -0.0120   1.0000   0.1687
  -6.750  -0.4417   0.12870   0.12309  -0.0112   1.0000   0.1702
  -6.500  -0.4191   0.12358   0.11795  -0.0080   1.0000   0.1753
  -6.250  -0.4271   0.12189   0.11631  -0.0063   1.0000   0.1790
  -6.000  -0.4396   0.12059   0.11507  -0.0063   1.0000   0.1831
  -5.750  -0.4604   0.12098   0.11549  -0.0137   1.0000   0.1863
  -5.500  -0.4536   0.11607   0.11066  -0.0083   1.0000   0.1885
  -5.250  -0.4494   0.11310   0.10770  -0.0054   1.0000   0.1923
  -5.000  -0.4496   0.11083   0.10546  -0.0056   1.0000   0.1978
  -4.750  -0.4503   0.10894   0.10355  -0.0139   1.0000   0.2044
  -4.500  -0.4475   0.10542   0.10008  -0.0089   1.0000   0.2075
  -4.250  -0.4431   0.10295   0.09763  -0.0080   1.0000   0.2137
  -4.000  -0.4339   0.10023   0.09487  -0.0144   1.0000   0.2228
  -3.750  -0.4303   0.09748   0.09217  -0.0111   1.0000   0.2277
  -3.500  -0.4163   0.09489   0.08953  -0.0167   1.0000   0.2403
  -3.250  -0.4121   0.09242   0.08710  -0.0137   1.0000   0.2478
  -3.000  -0.4003   0.08982   0.08448  -0.0159   1.0000   0.2609
  -2.750  -0.3873   0.08745   0.08210  -0.0180   1.0000   0.2767
  -2.500  -0.3747   0.08520   0.07984  -0.0193   1.0000   0.2935
  -2.250  -0.3628   0.08303   0.07767  -0.0198   1.0000   0.3111
  -2.000  -0.3521   0.08096   0.07562  -0.0195   1.0000   0.3301
  -1.750  -0.3377   0.07925   0.07389  -0.0209   1.0000   0.3613
  -1.500  -0.3318   0.07724   0.07196  -0.0182   1.0000   0.3833
  -0.750   0.0550   0.06444   0.05620  -0.0966   0.9046   0.2005
  -0.500   0.0056   0.06596   0.05785  -0.0876   0.9470   0.2026
  -0.250   0.1620   0.06119   0.05180  -0.1080   0.8803   0.1894
   0.000   0.1894   0.06064   0.05097  -0.1092   0.8699   0.1916
   0.250   0.2325   0.06034   0.05013  -0.1123   0.8591   0.2035
   0.500   0.2703   0.06000   0.04957  -0.1148   0.8496   0.2204
   0.750   0.2922   0.06015   0.04966  -0.1151   0.8409   0.2405
   1.000   0.3376   0.06017   0.04962  -0.1184   0.8319   0.2809
   1.500   0.3959   0.06118   0.05042  -0.1201   0.8147   0.3329
   1.750   0.3953   0.06240   0.05165  -0.1176   0.8088   0.3454
   2.000   0.4220   0.06318   0.05250  -0.1184   0.8023   0.3742
   2.250   0.4468   0.06389   0.05355  -0.1190   0.7950   0.4258
   2.500   0.4482   0.06350   0.05475  -0.1157   0.7911   0.8822
   2.750   0.4593   0.06546   0.05619  -0.1150   0.7900   1.0000
   3.000   0.4691   0.06758   0.05800  -0.1143   0.7903   1.0000
   3.250   0.4782   0.06993   0.06015  -0.1139   0.7939   1.0000
   3.500   0.4117   0.07463   0.06526  -0.1084   0.8813   1.0000
   3.750   0.4297   0.07672   0.06707  -0.1086   0.8765   1.0000
   4.000   0.4471   0.07826   0.06842  -0.1086   0.8665   1.0000
   4.250   0.4724   0.08097   0.07093  -0.1101   0.8621   1.0000
   4.500   0.4805   0.08199   0.07187  -0.1088   0.8517   1.0000
   4.750   0.5091   0.08495   0.07468  -0.1108   0.8463   1.0000
   5.000   0.5150   0.08591   0.07559  -0.1091   0.8359   1.0000
   5.250   0.5453   0.08910   0.07866  -0.1114   0.8305   1.0000
   5.500   0.5494   0.08997   0.07950  -0.1096   0.8194   1.0000
   5.750   0.5759   0.09304   0.08250  -0.1113   0.8139   1.0000
   6.000   0.5829   0.09416   0.08360  -0.1100   0.8025   1.0000
   6.250   0.6013   0.09677   0.08618  -0.1105   0.7963   1.0000
   6.500   0.6170   0.09857   0.08796  -0.1105   0.7851   1.0000
   6.750   0.6260   0.10062   0.09001  -0.1098   0.7773   1.0000
   7.000   0.6530   0.10334   0.09272  -0.1113   0.7672   1.0000
   7.250   0.6537   0.10481   0.09421  -0.1096   0.7574   1.0000
   7.500   0.6919   0.10872   0.09812  -0.1126   0.7491   1.0000
   7.750   0.6852   0.10943   0.09887  -0.1100   0.7373   1.0000
   8.000   0.7034   0.11240   0.10186  -0.1107   0.7297   1.0000
   8.250   0.7233   0.11479   0.10429  -0.1112   0.7173   1.0000
   8.500   0.7231   0.11647   0.10602  -0.1098   0.7061   1.0000
   8.750   0.7486   0.11999   0.10959  -0.1113   0.6974   1.0000
   9.000   0.7651   0.12227   0.11193  -0.1114   0.6836   1.0000
   9.250   0.7647   0.12396   0.11368  -0.1101   0.6706   1.0000
   9.500   0.7738   0.12649   0.11627  -0.1099   0.6586   1.0000
   9.750   0.7910   0.12941   0.11925  -0.1104   0.6458   1.0000
  10.000   0.8093   0.13223   0.12216  -0.1108   0.6310   1.0000
  10.250   0.8221   0.13467   0.12467  -0.1107   0.6147   1.0000
  10.500   0.8301   0.13677   0.12685  -0.1101   0.5970   1.0000
  10.750   0.8763   0.13475   0.12489  -0.1077   0.5402   1.0000
  11.000   0.8697   0.13940   0.12964  -0.1086   0.5415   1.0000
  11.250   0.9526   0.13067   0.12095  -0.1027   0.4634   1.0000
  11.500   0.9696   0.13201   0.12239  -0.1018   0.4461   1.0000
  11.750   0.9825   0.13381   0.12428  -0.1011   0.4303   1.0000
  12.000   0.9923   0.13614   0.12670  -0.1006   0.4162   1.0000
  12.250   1.0083   0.13788   0.12853  -0.1000   0.4029   1.0000
  12.500   1.0435   0.13732   0.12811  -0.0985   0.3902   1.0000
  12.750   1.0144   0.14431   0.13514  -0.1001   0.3799   1.0000
  13.000   1.0270   0.14711   0.13803  -0.1001   0.3719   1.0000
  13.250   1.0091   0.15344   0.14439  -0.1021   0.3679   1.0000
  13.500   1.0093   0.15780   0.14882  -0.1032   0.3636   1.0000
  13.750   0.9751   0.16928   0.16035  -0.1095   0.3952   1.0000
  14.000   1.0000   0.17298   0.16416  -0.1098   0.3902   1.0000
<< Back to GOE 446 AIRFOIL (goe446-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 446 AIRFOIL (goe446-il)