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

GOE 447 AIRFOIL (goe447-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 447 AIRFOIL (goe447-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 39.99 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe447-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe447-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 447 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.0602   0.12384   0.11890  -0.0892   0.9353   0.0747
  -9.500  -0.0515   0.12187   0.11692  -0.0928   0.9310   0.0765
  -9.250  -0.0493   0.12184   0.11689  -0.0999   0.9273   0.0775
  -9.000  -0.0716   0.12310   0.11822  -0.0967   0.9161   0.0777
  -8.750  -0.0447   0.11657   0.11166  -0.0989   0.9145   0.0784
  -8.500  -0.0122   0.11067   0.10571  -0.1009   0.9134   0.0799
  -8.250  -0.0172   0.10969   0.10476  -0.0981   0.9061   0.0809
  -8.000  -0.0127   0.10787   0.10294  -0.0979   0.9008   0.0826
  -7.750   0.0004   0.10531   0.10037  -0.1007   0.8976   0.0852
  -7.500  -0.0205   0.10590   0.10103  -0.0956   0.8886   0.0859
  -7.250  -0.0276   0.10534   0.10049  -0.0955   0.8826   0.0877
  -7.000  -0.0523   0.10638   0.10161  -0.0914   0.8754   0.0882
  -6.750  -0.0743   0.10735   0.10263  -0.0901   0.8671   0.0888
  -6.250  -0.1036   0.10829   0.10361  -0.0924   0.8538   0.0895
  -6.000  -0.0936   0.10308   0.09844  -0.0874   0.8514   0.0902
  -5.750  -0.0756   0.09923   0.09459  -0.0859   0.8490   0.0916
  -5.500  -0.0534   0.09600   0.09132  -0.0880   0.8468   0.0938
  -5.250  -0.0912   0.09747   0.09289  -0.0802   0.8387   0.0935
  -5.000  -0.0834   0.09544   0.09085  -0.0809   0.8342   0.0954
  -4.750  -0.0555   0.09231   0.08764  -0.0872   0.8308   0.0996
  -4.250  -0.0371   0.08824   0.08346  -0.0942   0.8166   0.1040
  -4.000  -0.0094   0.08453   0.07975  -0.0944   0.8136   0.1071
  -3.750  -0.0220   0.08425   0.07950  -0.0905   0.8048   0.1084
  -3.500   0.0371   0.08131   0.07621  -0.1063   0.7994   0.1181
  -3.250   0.0599   0.07722   0.07218  -0.1056   0.7967   0.1201
  -3.000   0.0505   0.07689   0.07189  -0.1016   0.7884   0.1213
  -2.750   0.0757   0.07475   0.06970  -0.1034   0.7833   0.1264
  -2.500   0.1319   0.07098   0.06569  -0.1129   0.7802   0.1367
  -2.250   0.1564   0.07219   0.06656  -0.1169   0.7711   0.1502
  -2.000   0.1722   0.06835   0.06289  -0.1159   0.7667   0.1529
  -1.750   0.2195   0.06579   0.06016  -0.1211   0.7635   0.1696
  -1.500   0.2215   0.06528   0.05972  -0.1183   0.7548   0.1731
  -1.250   0.2586   0.06343   0.05773  -0.1218   0.7496   0.1893
  -1.000   0.3030   0.06111   0.05531  -0.1255   0.7468   0.2085
  -0.750   0.3134   0.06124   0.05537  -0.1249   0.7371   0.2237
  -0.500   0.3481   0.05946   0.05354  -0.1267   0.7325   0.2445
  -0.250   0.4594   0.05196   0.04434  -0.1425   0.7314   0.1318
   0.000   0.5153   0.04881   0.04069  -0.1468   0.7297   0.1236
   0.250   0.5212   0.04952   0.04126  -0.1446   0.7181   0.1254
   0.500   0.5666   0.04802   0.03930  -0.1468   0.7150   0.1313
   0.750   0.6136   0.04639   0.03748  -0.1492   0.7131   0.1415
   1.000   0.6153   0.04775   0.03874  -0.1464   0.7008   0.1476
   1.250   0.6577   0.04661   0.03752  -0.1480   0.6980   0.1637
   1.500   0.6658   0.04763   0.03854  -0.1460   0.6871   0.1722
   1.750   0.7021   0.04698   0.03782  -0.1468   0.6830   0.1867
   2.000   0.7445   0.04597   0.03679  -0.1481   0.6809   0.2011
   2.250   0.7877   0.04482   0.03568  -0.1495   0.6795   0.2150
   2.500   0.7817   0.04708   0.03795  -0.1460   0.6657   0.2211
   2.750   0.7834   0.04893   0.03987  -0.1435   0.6541   0.2306
   3.000   0.8188   0.04833   0.03936  -0.1440   0.6505   0.2607
   3.250   0.8545   0.04591   0.03838  -0.1440   0.6487   1.0000
   3.500   0.8961   0.04509   0.03725  -0.1448   0.6473   1.0000
   3.750   0.8824   0.04843   0.04058  -0.1412   0.6332   1.0000
   4.000   0.8729   0.05165   0.04378  -0.1382   0.6212   1.0000
   4.250   0.9048   0.05152   0.04352  -0.1383   0.6179   1.0000
   4.500   0.9420   0.05090   0.04278  -0.1388   0.6159   1.0000
   4.750   0.9817   0.05005   0.04184  -0.1394   0.6147   1.0000
   5.000   0.9536   0.05518   0.04702  -0.1356   0.6005   1.0000
   5.250   0.9328   0.05976   0.05163  -0.1325   0.5884   1.0000
   5.500   0.9614   0.05992   0.05174  -0.1324   0.5853   1.0000
   5.750   0.9958   0.05958   0.05135  -0.1326   0.5834   1.0000
   6.000   1.0337   0.05874   0.05046  -0.1329   0.5817   1.0000
   6.250   1.0020   0.06448   0.05626  -0.1295   0.5682   1.0000
   6.500   1.0327   0.06415   0.05590  -0.1292   0.5646   1.0000
   7.750   1.0898   0.07041   0.06223  -0.1225   0.5242   1.0000
   8.000   1.1248   0.06930   0.06115  -0.1222   0.5214   1.0000
   8.250   1.1091   0.07395   0.06586  -0.1202   0.5109   1.0000
   8.500   1.1358   0.07374   0.06567  -0.1196   0.5066   1.0000
   8.750   1.1754   0.07193   0.06390  -0.1194   0.5046   1.0000
   9.000   1.2207   0.06931   0.06133  -0.1192   0.5034   1.0000
   9.250   1.2683   0.06623   0.05831  -0.1191   0.5027   1.0000
   9.500   1.2396   0.07230   0.06445  -0.1166   0.4882   1.0000
   9.750   1.2878   0.06894   0.06115  -0.1163   0.4874   1.0000
  10.000   1.3370   0.06530   0.05759  -0.1160   0.4870   1.0000
  10.250   1.3913   0.06127   0.05366  -0.1162   0.4868   1.0000
  10.500   1.4545   0.05660   0.04907  -0.1171   0.4867   1.0000
  10.750   1.5335   0.05090   0.04349  -0.1196   0.4866   1.0000
  11.000   1.4667   0.05954   0.05221  -0.1135   0.4693   1.0000
  11.250   1.5511   0.05304   0.04583  -0.1158   0.4692   1.0000
  11.500   1.4853   0.06171   0.05457  -0.1101   0.4511   1.0000
  11.750   1.5835   0.05367   0.04665  -0.1130   0.4512   1.0000
  12.000   1.7178   0.04296   0.03576  -0.1194   0.4382   1.0000
  12.250   1.6846   0.04683   0.03979  -0.1138   0.4262   1.0000
  12.500   1.6869   0.04791   0.04091  -0.1111   0.4122   1.0000
  12.750   1.6928   0.04878   0.04180  -0.1088   0.3984   1.0000
  13.000   1.7000   0.04961   0.04265  -0.1067   0.3849   1.0000
  13.250   1.7082   0.05040   0.04343  -0.1047   0.3717   1.0000
  13.500   1.6941   0.05334   0.04648  -0.1017   0.3593   1.0000
  13.750   1.6794   0.05660   0.04986  -0.0989   0.3473   1.0000
  14.000   1.6750   0.05897   0.05229  -0.0969   0.3355   1.0000
  14.250   1.6750   0.06091   0.05425  -0.0952   0.3235   1.0000
  14.500   1.6665   0.06394   0.05736  -0.0934   0.3118   1.0000
  14.750   1.6538   0.06768   0.06121  -0.0917   0.3002   1.0000
  15.000   1.6471   0.07079   0.06438  -0.0904   0.2883   1.0000
  15.250   1.6425   0.07371   0.06732  -0.0892   0.2762   1.0000
  15.500   1.6375   0.07673   0.07033  -0.0881   0.2637   1.0000
  15.750   1.6271   0.08061   0.07426  -0.0872   0.2511   1.0000
  16.000   1.6135   0.08511   0.07882  -0.0866   0.2382   1.0000
  16.250   1.5995   0.08975   0.08350  -0.0861   0.2242   1.0000
  16.500   1.5830   0.09487   0.08863  -0.0859   0.2088   1.0000
  16.750   1.5635   0.10055   0.09428  -0.0860   0.1916   1.0000
  17.000   1.5407   0.10707   0.10081  -0.0867   0.1731   1.0000
  17.250   1.5161   0.11418   0.10795  -0.0879   0.1511   1.0000
  17.500   1.4915   0.12148   0.11518  -0.0895   0.1176   1.0000
<< Back to GOE 447 AIRFOIL (goe447-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 447 AIRFOIL (goe447-il)