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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 447 AIRFOIL (goe447-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.06 at α=8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe447-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe447-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.3240   0.16340   0.15735  -0.0232   1.0000   0.1099
 -10.250  -0.3280   0.16205   0.15604  -0.0222   1.0000   0.1119
 -10.000  -0.3335   0.16100   0.15503  -0.0215   1.0000   0.1138
  -9.750  -0.3422   0.16062   0.15471  -0.0209   1.0000   0.1155
  -9.500  -0.3556   0.16125   0.15540  -0.0204   1.0000   0.1166
  -9.250  -0.3727   0.16243   0.15665  -0.0200   1.0000   0.1172
  -9.000  -0.3921   0.16372   0.15802  -0.0193   1.0000   0.1174
  -8.750  -0.3653   0.15450   0.14878  -0.0177   1.0000   0.1194
  -8.500  -0.3606   0.15122   0.14552  -0.0162   1.0000   0.1217
  -8.250  -0.3621   0.14922   0.14354  -0.0150   1.0000   0.1242
  -8.000  -0.3667   0.14766   0.14202  -0.0140   1.0000   0.1269
  -7.750  -0.3746   0.14657   0.14097  -0.0131   1.0000   0.1295
  -7.500  -0.3886   0.14635   0.14082  -0.0122   1.0000   0.1316
  -7.250  -0.4097   0.14699   0.14154  -0.0108   1.0000   0.1326
  -7.000  -0.4335   0.14780   0.14241  -0.0096   1.0000   0.1331
  -6.750  -0.4512   0.14862   0.14329  -0.0124   1.0000   0.1336
  -6.500  -0.4190   0.13894   0.13361  -0.0066   1.0000   0.1370
  -6.250  -0.4207   0.13660   0.13129  -0.0050   1.0000   0.1395
  -6.000  -0.4265   0.13477   0.12950  -0.0038   1.0000   0.1421
  -5.750  -0.4328   0.13307   0.12783  -0.0035   1.0000   0.1451
  -5.500  -0.4407   0.13198   0.12677  -0.0051   1.0000   0.1482
  -5.250  -0.4442   0.13313   0.12789  -0.0157   1.0000   0.1503
  -5.000  -0.4431   0.12733   0.12218  -0.0089   1.0000   0.1518
  -4.750  -0.4403   0.12389   0.11877  -0.0057   1.0000   0.1545
  -4.500  -0.4375   0.12139   0.11629  -0.0051   1.0000   0.1583
  -4.250  -0.4325   0.11947   0.11436  -0.0081   1.0000   0.1643
  -4.000  -0.4212   0.11730   0.11216  -0.0150   1.0000   0.1687
  -3.750  -0.4209   0.11389   0.10880  -0.0107   1.0000   0.1719
  -3.500  -0.4141   0.11156   0.10647  -0.0109   1.0000   0.1782
  -3.250  -0.3930   0.10958   0.10442  -0.0196   1.0000   0.1862
  -3.000  -0.3916   0.10646   0.10135  -0.0162   1.0000   0.1898
  -2.750  -0.3585   0.10580   0.10052  -0.0275   1.0000   0.2028
  -2.500  -0.3603   0.10193   0.09675  -0.0230   1.0000   0.2053
  -2.250  -0.3274   0.10156   0.09621  -0.0321   1.0000   0.2203
  -2.000  -0.3293   0.09762   0.09238  -0.0277   1.0000   0.2229
  -1.750  -0.3196   0.09553   0.09032  -0.0272   1.0000   0.2315
  -1.500  -0.2846   0.09369   0.08840  -0.0334   0.9943   0.2467
  -1.250  -0.2394   0.09296   0.08750  -0.0433   0.9869   0.2732
  -1.000  -0.2148   0.09104   0.08557  -0.0457   0.9813   0.2915
  -0.750  -0.1774   0.09050   0.08491  -0.0518   0.9727   0.3228
  -0.500  -0.1601   0.08817   0.08262  -0.0524   0.9660   0.3422
  -0.250  -0.1304   0.08684   0.08128  -0.0552   0.9583   0.3770
   1.500   0.1747   0.08450   0.07725  -0.1034   0.8993   0.3096
   1.750   0.2524   0.08470   0.07635  -0.1148   0.8950   0.2153
   2.000   0.2786   0.08407   0.07512  -0.1163   0.8842   0.2022
   2.250   0.3246   0.08556   0.07642  -0.1212   0.8796   0.2073
   2.500   0.3309   0.08524   0.07597  -0.1195   0.8704   0.2091
   2.750   0.3722   0.08681   0.07712  -0.1231   0.8646   0.2176
   3.000   0.3851   0.08743   0.07766  -0.1225   0.8577   0.2249
   3.250   0.4166   0.08883   0.07878  -0.1244   0.8494   0.2396
   3.500   0.4519   0.09136   0.08106  -0.1269   0.8456   0.2575
   3.750   0.4529   0.09134   0.08101  -0.1243   0.8357   0.2661
   4.000   0.4900   0.09379   0.08325  -0.1269   0.8305   0.2854
   4.250   0.4927   0.09440   0.08385  -0.1247   0.8228   0.2952
   4.500   0.5197   0.09619   0.08560  -0.1258   0.8157   0.3190
   4.750   0.5597   0.09939   0.08888  -0.1290   0.8124   0.3591
   5.000   0.5518   0.09897   0.08861  -0.1254   0.8024   0.3815
   5.250   0.5836   0.09986   0.09032  -0.1265   0.7968   1.0000
   5.500   0.5836   0.10097   0.09125  -0.1242   0.7896   1.0000
   5.750   0.6073   0.10333   0.09336  -0.1250   0.7815   1.0000
   6.000   0.6229   0.10589   0.09577  -0.1251   0.7764   1.0000
   6.250   0.6328   0.10723   0.09703  -0.1242   0.7660   1.0000
   6.500   0.6666   0.11127   0.10091  -0.1266   0.7614   1.0000
   6.750   0.6602   0.11141   0.10107  -0.1237   0.7499   1.0000
   7.000   0.6950   0.11557   0.10511  -0.1263   0.7446   1.0000
   7.250   0.6900   0.11586   0.10541  -0.1236   0.7326   1.0000
   7.500   0.7040   0.11845   0.10796  -0.1237   0.7252   1.0000
   7.750   0.7284   0.12101   0.11049  -0.1246   0.7134   1.0000
   8.000   0.7286   0.12233   0.11183  -0.1230   0.7016   1.0000
   8.250   0.7451   0.12505   0.11453  -0.1233   0.6920   1.0000
   8.500   0.7788   0.12848   0.11794  -0.1250   0.6796   1.0000
   8.750   0.7759   0.12948   0.11899  -0.1233   0.6660   1.0000
   9.000   0.7813   0.13157   0.12111  -0.1226   0.6536   1.0000
   9.250   0.7961   0.13440   0.12396  -0.1229   0.6427   1.0000
   9.500   0.8266   0.13790   0.12746  -0.1243   0.6300   1.0000
  10.000   0.8292   0.14165   0.13132  -0.1227   0.6039   1.0000
  10.250   0.8479   0.14530   0.13499  -0.1236   0.5964   1.0000
  10.500   0.8610   0.14763   0.13737  -0.1237   0.5837   1.0000
  10.750   0.8562   0.15002   0.13980  -0.1233   0.5756   1.0000
  11.000   0.8933   0.15426   0.14408  -0.1248   0.5659   1.0000
  11.250   0.8742   0.15565   0.14552  -0.1239   0.5600   1.0000
  11.500   0.8899   0.15862   0.14853  -0.1245   0.5528   1.0000
  11.750   0.9102   0.16298   0.15293  -0.1257   0.5495   1.0000
  12.000   0.8981   0.16410   0.15409  -0.1253   0.5431   1.0000
  12.250   0.9160   0.16720   0.15725  -0.1260   0.5365   1.0000
<< Back to GOE 447 AIRFOIL (goe447-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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