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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 446 AIRFOIL (goe446-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 21.16 at α=3.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe446-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe446-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.2095   0.12082   0.11396  -0.0653   0.9488   0.1198
  -8.250  -0.2114   0.11908   0.11224  -0.0686   0.9412   0.1201
  -8.000  -0.2143   0.11715   0.11034  -0.0711   0.9318   0.1203
  -7.500  -0.1626   0.10673   0.09985  -0.0715   0.9272   0.1236
  -7.250  -0.1599   0.10456   0.09772  -0.0706   0.9190   0.1256
  -6.750  -0.1535   0.10014   0.09331  -0.0724   0.9044   0.1318
  -6.500  -0.1549   0.09828   0.09143  -0.0795   0.8953   0.1360
  -6.250  -0.1543   0.09608   0.08920  -0.0838   0.8861   0.1366
  -5.750  -0.1340   0.08429   0.07721  -0.0898   0.8737   0.0913
  -5.500  -0.1165   0.08149   0.07439  -0.0893   0.8697   0.0879
  -5.250  -0.1045   0.07833   0.07118  -0.0911   0.8638   0.0854
  -4.750  -0.0594   0.06763   0.05992  -0.1046   0.8525   0.0783
  -4.500  -0.0479   0.06475   0.05687  -0.1058   0.8448   0.0785
  -4.250  -0.0252   0.06239   0.05444  -0.1074   0.8398   0.0798
  -4.000   0.0078   0.05925   0.05110  -0.1113   0.8365   0.0808
  -3.750   0.0237   0.05655   0.04813  -0.1123   0.8286   0.0804
  -3.500   0.0572   0.05304   0.04422  -0.1161   0.8239   0.0802
  -3.250   0.0967   0.04996   0.04074  -0.1201   0.8208   0.0808
  -3.000   0.1156   0.04836   0.03888  -0.1201   0.8126   0.0816
  -2.750   0.1498   0.04644   0.03663  -0.1224   0.8075   0.0842
  -2.500   0.1938   0.04395   0.03356  -0.1260   0.8043   0.0887
  -2.250   0.2146   0.04271   0.03188  -0.1256   0.7956   0.0911
  -2.000   0.2488   0.04148   0.03051  -0.1270   0.7906   0.0942
  -1.750   0.2903   0.03998   0.02868  -0.1293   0.7874   0.1000
  -1.500   0.3065   0.03969   0.02811  -0.1278   0.7778   0.1060
  -1.250   0.3411   0.03886   0.02717  -0.1290   0.7732   0.1159
  -1.000   0.3810   0.03778   0.02591  -0.1307   0.7702   0.1303
  -0.750   0.3927   0.03809   0.02615  -0.1286   0.7596   0.1420
  -0.500   0.4281   0.03757   0.02552  -0.1297   0.7554   0.1662
  -0.250   0.4519   0.03755   0.02541  -0.1292   0.7484   0.1847
   0.000   0.4774   0.03738   0.02520  -0.1289   0.7412   0.1984
   0.250   0.5146   0.03670   0.02443  -0.1299   0.7375   0.2142
   0.500   0.5296   0.03718   0.02488  -0.1283   0.7278   0.2252
   0.750   0.5613   0.03680   0.02451  -0.1287   0.7226   0.2440
   1.000   0.6001   0.03608   0.02384  -0.1300   0.7194   0.2701
   1.500   0.6361   0.03463   0.02433  -0.1266   0.7040   1.0000
   2.000   0.6804   0.03566   0.02481  -0.1249   0.6882   1.0000
   2.250   0.7150   0.03554   0.02445  -0.1254   0.6842   1.0000
   2.500   0.7227   0.03681   0.02563  -0.1231   0.6724   1.0000
   2.750   0.7590   0.03656   0.02520  -0.1238   0.6691   1.0000
   3.000   0.7634   0.03809   0.02668  -0.1212   0.6567   1.0000
   3.250   0.7981   0.03786   0.02632  -0.1218   0.6531   1.0000
   3.500   0.8022   0.03953   0.02796  -0.1193   0.6410   1.0000
   3.750   0.8346   0.03944   0.02777  -0.1196   0.6372   1.0000
   4.250   0.8688   0.04125   0.02951  -0.1173   0.6215   1.0000
   4.750   0.9002   0.04338   0.03160  -0.1150   0.6059   1.0000
   5.000   0.9251   0.04381   0.03201  -0.1146   0.6012   1.0000
   5.500   0.9604   0.04573   0.03393  -0.1127   0.5878   1.0000
   5.750   0.9542   0.04883   0.03709  -0.1104   0.5757   1.0000
   6.000   0.9832   0.04883   0.03709  -0.1102   0.5725   1.0000
   6.500   1.0039   0.05229   0.04063  -0.1078   0.5572   1.0000
   6.750   1.0358   0.05196   0.04034  -0.1077   0.5549   1.0000
   7.250   1.0527   0.05583   0.04433  -0.1052   0.5395   1.0000
   7.750   1.0689   0.05984   0.04849  -0.1029   0.5241   1.0000
   8.250   1.0865   0.06361   0.05241  -0.1006   0.5086   1.0000
   8.750   1.1071   0.06689   0.05588  -0.0983   0.4928   1.0000
   9.250   1.1310   0.06957   0.05874  -0.0959   0.4767   1.0000
   9.750   1.1636   0.07064   0.06002  -0.0932   0.4600   1.0000
  10.250   1.2036   0.07032   0.05991  -0.0903   0.4428   1.0000
  10.750   1.2407   0.07042   0.06026  -0.0875   0.4254   1.0000
  11.250   1.2730   0.07122   0.06130  -0.0848   0.4074   1.0000
  11.500   1.2586   0.07552   0.06573  -0.0835   0.3930   1.0000
  12.000   1.2436   0.08266   0.07312  -0.0814   0.3654   1.0000
  12.250   1.2776   0.08045   0.07107  -0.0798   0.3596   1.0000
  12.500   1.2680   0.08440   0.07514  -0.0790   0.3451   1.0000
  12.750   1.2620   0.08796   0.07882  -0.0783   0.3311   1.0000
  13.250   1.2940   0.08858   0.07971  -0.0760   0.3120   1.0000
  13.750   1.2843   0.09588   0.08721  -0.0753   0.2862   1.0000
  14.250   1.3135   0.09711   0.08865  -0.0733   0.2686   1.0000
  14.500   1.3108   0.10058   0.09220  -0.0732   0.2575   1.0000
  14.750   1.3253   0.10089   0.09257  -0.0721   0.2467   1.0000
  15.000   1.3425   0.10058   0.09223  -0.0709   0.2346   1.0000
  15.250   1.3441   0.10316   0.09486  -0.0707   0.2230   1.0000
  15.500   1.3385   0.10721   0.09900  -0.0712   0.2127   1.0000
  15.750   1.3454   0.10894   0.10074  -0.0708   0.2026   1.0000
  16.000   1.3478   0.11155   0.10342  -0.0709   0.1928   1.0000
  16.250   1.3410   0.11605   0.10806  -0.0719   0.1839   1.0000
  16.500   1.3439   0.11852   0.11054  -0.0721   0.1735   1.0000
  16.750   1.3414   0.12211   0.11419  -0.0730   0.1630   1.0000
  17.000   1.3326   0.12714   0.11936  -0.0747   0.1531   1.0000
  17.250   1.3289   0.13113   0.12340  -0.0760   0.1421   1.0000
  17.500   1.3273   0.13473   0.12702  -0.0773   0.1311   1.0000
  17.750   1.3243   0.13869   0.13102  -0.0788   0.1200   1.0000
  18.000   1.3169   0.14384   0.13629  -0.0811   0.1089   1.0000
<< Back to GOE 446 AIRFOIL (goe446-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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