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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 447 AIRFOIL (goe447-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.99 at α=4.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe447-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe447-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.1210   0.14419   0.13710  -0.0773   0.9484   0.0868
 -11.000  -0.1154   0.14283   0.13573  -0.0812   0.9437   0.0875
 -10.750  -0.1168   0.14215   0.13507  -0.0835   0.9361   0.0878
 -10.250  -0.0691   0.13061   0.12345  -0.0868   0.9309   0.0921
 -10.000  -0.0628   0.12836   0.12119  -0.0874   0.9243   0.0944
  -9.750  -0.0536   0.12593   0.11876  -0.0896   0.9192   0.0969
  -9.500  -0.0436   0.12378   0.11658  -0.0934   0.9154   0.0992
  -9.250  -0.0495   0.12343   0.11627  -0.0939   0.9069   0.1001
  -9.000  -0.0501   0.12267   0.11552  -0.0968   0.9009   0.1007
  -8.750  -0.0576   0.12232   0.11521  -0.0975   0.8934   0.1009
  -8.500  -0.0236   0.11476   0.10760  -0.0973   0.8921   0.1028
  -8.250  -0.0106   0.11167   0.10449  -0.0975   0.8874   0.1053
  -8.000   0.0019   0.10904   0.10184  -0.0992   0.8835   0.1089
  -7.750  -0.0039   0.10826   0.10110  -0.0979   0.8759   0.1116
  -7.500  -0.0147   0.10823   0.10112  -0.0978   0.8683   0.1141
  -7.250  -0.0327   0.10883   0.10178  -0.0965   0.8594   0.1149
  -7.000  -0.0405   0.10872   0.10169  -0.0991   0.8515   0.1155
  -6.750  -0.0158   0.10281   0.09578  -0.0970   0.8503   0.1175
  -6.500   0.0044   0.09926   0.09219  -0.0981   0.8481   0.1202
  -6.250  -0.0204   0.09985   0.09288  -0.0920   0.8378   0.1207
  -6.000  -0.0105   0.09756   0.09058  -0.0933   0.8337   0.1238
  -5.750  -0.0140   0.09649   0.08953  -0.0926   0.8274   0.1266
  -5.500  -0.0236   0.09649   0.08954  -0.0937   0.8190   0.1301
  -5.250  -0.0067   0.09406   0.08703  -0.1001   0.8151   0.1319
  -5.000  -0.0155   0.09249   0.08554  -0.0950   0.8085   0.1328
  -4.750  -0.0128   0.09040   0.08348  -0.0922   0.8032   0.1348
  -4.500   0.0022   0.08803   0.08109  -0.0927   0.7996   0.1398
  -4.250   0.0320   0.08532   0.07823  -0.1010   0.7966   0.1494
  -4.000   0.0144   0.08503   0.07803  -0.0952   0.7874   0.1506
  -3.750   0.0297   0.08273   0.07571  -0.0950   0.7834   0.1559
  -3.500   0.0652   0.07996   0.07277  -0.1027   0.7802   0.1667
  -3.000   0.1349   0.06959   0.06154  -0.1179   0.7680   0.0878
  -2.750   0.1648   0.06693   0.05879  -0.1202   0.7646   0.0867
  -2.500   0.2121   0.06321   0.05471  -0.1266   0.7622   0.0871
  -2.250   0.2193   0.06224   0.05360  -0.1257   0.7524   0.0872
  -2.000   0.2593   0.05938   0.05041  -0.1298   0.7486   0.0871
  -1.750   0.3046   0.05639   0.04702  -0.1344   0.7460   0.0868
  -1.500   0.3186   0.05560   0.04598  -0.1340   0.7373   0.0869
  -1.250   0.3561   0.05361   0.04358  -0.1369   0.7330   0.0888
  -1.000   0.3922   0.05232   0.04215  -0.1388   0.7299   0.0927
  -0.750   0.4106   0.05201   0.04158  -0.1386   0.7224   0.0954
  -0.500   0.4433   0.05085   0.03997  -0.1401   0.7172   0.0980
  -0.250   0.4816   0.04951   0.03823  -0.1420   0.7139   0.1032
   0.250   0.5261   0.04939   0.03760  -0.1414   0.7007   0.1155
   0.500   0.5601   0.04863   0.03682  -0.1425   0.6972   0.1252
   1.000   0.6010   0.04920   0.03705  -0.1411   0.6833   0.1449
   1.250   0.6360   0.04863   0.03636  -0.1418   0.6802   0.1569
   1.500   0.6433   0.04982   0.03742  -0.1397   0.6699   0.1641
   1.750   0.6728   0.04961   0.03720  -0.1398   0.6655   0.1739
   2.000   0.7077   0.04911   0.03664  -0.1404   0.6629   0.1875
   2.250   0.7090   0.05079   0.03833  -0.1378   0.6512   0.1937
   2.500   0.7413   0.05046   0.03802  -0.1381   0.6478   0.2108
   3.000   0.7749   0.05194   0.03972  -0.1362   0.6328   0.2712
   3.250   0.8089   0.05104   0.03952  -0.1372   0.6303   0.4567
   3.750   0.8288   0.05256   0.04136  -0.1328   0.6147   1.0000
   4.250   0.8547   0.05525   0.04381  -0.1303   0.5995   1.0000
   4.500   0.8849   0.05533   0.04374  -0.1303   0.5969   1.0000
   4.750   0.8771   0.05844   0.04685  -0.1279   0.5850   1.0000
   5.000   0.9051   0.05865   0.04696  -0.1277   0.5818   1.0000
   5.500   0.9230   0.06232   0.05056  -0.1252   0.5671   1.0000
   5.750   0.9512   0.06253   0.05070  -0.1251   0.5646   1.0000
   6.000   0.9399   0.06622   0.05443  -0.1229   0.5533   1.0000
   6.250   0.9650   0.06668   0.05485  -0.1225   0.5499   1.0000
   6.750   0.9774   0.07112   0.05933  -0.1202   0.5359   1.0000
   7.000   1.0042   0.07138   0.05957  -0.1199   0.5330   1.0000
   7.250   0.9931   0.07532   0.06357  -0.1181   0.5227   1.0000
   7.500   1.0150   0.07600   0.06427  -0.1176   0.5187   1.0000
   7.750   1.0448   0.07586   0.06413  -0.1174   0.5162   1.0000
   8.000   1.0301   0.08012   0.06846  -0.1155   0.5045   1.0000
   8.250   1.0622   0.07940   0.06775  -0.1151   0.5010   1.0000
   8.500   1.0567   0.08242   0.07082  -0.1134   0.4891   1.0000
   8.750   1.0924   0.08094   0.06937  -0.1128   0.4851   1.0000
   9.000   1.0874   0.08390   0.07240  -0.1111   0.4729   1.0000
   9.250   1.1213   0.08254   0.07106  -0.1104   0.4691   1.0000
   9.500   1.1134   0.08609   0.07471  -0.1090   0.4571   1.0000
   9.750   1.1427   0.08532   0.07400  -0.1082   0.4533   1.0000
  10.000   1.1341   0.08917   0.07794  -0.1070   0.4415   1.0000
  10.250   1.1607   0.08866   0.07751  -0.1061   0.4373   1.0000
  10.750   1.1780   0.09210   0.08115  -0.1042   0.4210   1.0000
  11.250   1.1956   0.09543   0.08466  -0.1022   0.4043   1.0000
  11.500   1.2264   0.09405   0.08340  -0.1012   0.4015   1.0000
  12.000   1.2026   0.10322   0.09278  -0.0999   0.3742   1.0000
  12.500   1.2129   0.10799   0.09775  -0.0988   0.3567   1.0000
  12.750   1.2362   0.10762   0.09749  -0.0978   0.3531   1.0000
  13.250   1.2438   0.11294   0.10304  -0.0970   0.3367   1.0000
  13.750   1.2472   0.11918   0.10947  -0.0968   0.3208   1.0000
<< Back to GOE 447 AIRFOIL (goe447-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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