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

GOE 448 AIRFOIL (goe448-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 448 AIRFOIL (goe448-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 11.53 at α=4.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe448-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe448-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 448 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.500  -0.0263   0.16433   0.15951  -0.0941   0.9432   0.0485
 -13.250  -0.0079   0.16084   0.15599  -0.0988   0.9412   0.0499
 -13.000  -0.0083   0.16017   0.15534  -0.0991   0.9337   0.0506
 -12.500   0.0224   0.15260   0.14774  -0.1056   0.9272   0.0518
 -12.250   0.0442   0.14822   0.14332  -0.1097   0.9256   0.0530
 -12.000   0.0411   0.14717   0.14230  -0.1078   0.9173   0.0537
 -11.750   0.0544   0.14419   0.13930  -0.1104   0.9135   0.0550
 -11.500   0.0725   0.14082   0.13590  -0.1146   0.9112   0.0566
 -11.250   0.0898   0.13860   0.13365  -0.1204   0.9094   0.0577
 -11.000   0.0705   0.14027   0.13539  -0.1160   0.8981   0.0579
 -10.750   0.0855   0.13668   0.13179  -0.1197   0.8956   0.0584
 -10.500   0.1153   0.13001   0.12505  -0.1228   0.8946   0.0598
 -10.250   0.1018   0.13018   0.12528  -0.1181   0.8848   0.0604
 -10.000   0.1162   0.12719   0.12227  -0.1205   0.8813   0.0618
  -9.750   0.1359   0.12377   0.11881  -0.1246   0.8792   0.0636
  -9.500   0.1135   0.12507   0.12019  -0.1182   0.8687   0.0640
  -9.250   0.1213   0.12350   0.11861  -0.1206   0.8647   0.0654
  -9.000   0.1275   0.12353   0.11862  -0.1257   0.8618   0.0661
  -8.750   0.0905   0.12595   0.12114  -0.1155   0.8491   0.0661
  -8.250   0.1408   0.11523   0.11034  -0.1214   0.8462   0.0683
  -8.000   0.0947   0.11882   0.11407  -0.1103   0.8333   0.0679
  -7.750   0.1142   0.11528   0.11049  -0.1129   0.8311   0.0696
  -7.500   0.0688   0.11873   0.11407  -0.1022   0.8197   0.0692
  -7.250   0.0761   0.11654   0.11187  -0.1028   0.8162   0.0705
  -7.000   0.0532   0.11751   0.11290  -0.0972   0.8086   0.0709
  -6.750   0.0343   0.11796   0.11340  -0.0926   0.8020   0.0714
  -6.500   0.0372   0.11622   0.11166  -0.0929   0.7989   0.0729
  -6.250  -0.0036   0.11879   0.11435  -0.0840   0.7895   0.0724
  -6.000  -0.0056   0.11767   0.11323  -0.0841   0.7849   0.0738
  -5.750   0.0078   0.11723   0.11275  -0.0929   0.7816   0.0754
  -5.500  -0.0379   0.11906   0.11472  -0.0804   0.7730   0.0750
  -5.000  -0.0110   0.11264   0.10826  -0.0856   0.7665   0.0768
  -4.750  -0.0367   0.11380   0.10949  -0.0805   0.7605   0.0769
  -4.500  -0.0421   0.11255   0.10827  -0.0778   0.7556   0.0777
  -4.250  -0.0259   0.10975   0.10544  -0.0794   0.7523   0.0796
  -4.000   0.0070   0.10617   0.10176  -0.0854   0.7499   0.0828
  -3.750  -0.0223   0.10786   0.10355  -0.0803   0.7439   0.0828
  -3.500   0.0295   0.10696   0.10245  -0.0986   0.7384   0.0866
  -3.250   0.0344   0.10266   0.09819  -0.0941   0.7357   0.0877
  -3.000   0.0640   0.09882   0.09430  -0.0956   0.7336   0.0908
  -2.750   0.0382   0.10059   0.09615  -0.0915   0.7278   0.0909
  -2.500   0.1167   0.09956   0.09477  -0.1120   0.7221   0.0989
  -2.250   0.1286   0.09511   0.09037  -0.1095   0.7194   0.1002
  -2.000   0.1661   0.09136   0.08656  -0.1117   0.7172   0.1050
  -1.750   0.1893   0.09532   0.09028  -0.1216   0.7089   0.1126
  -1.500   0.1982   0.09157   0.08661  -0.1193   0.7053   0.1140
  -1.250   0.2339   0.08826   0.08325  -0.1213   0.7024   0.1187
  -1.000   0.2664   0.09008   0.08482  -0.1295   0.6951   0.1280
  -0.750   0.2755   0.08790   0.08273  -0.1279   0.6905   0.1300
  -0.500   0.3392   0.08544   0.08001  -0.1363   0.6870   0.1448
  -0.250   0.3393   0.08547   0.08011  -0.1344   0.6806   0.1472
   0.000   0.3787   0.08558   0.07998  -0.1401   0.6745   0.1606
   0.250   0.4340   0.08332   0.07751  -0.1458   0.6711   0.1767
   0.500   0.4886   0.07998   0.07408  -0.1504   0.6692   0.1945
   0.750   0.4631   0.08284   0.07703  -0.1463   0.6581   0.1948
   1.000   0.5139   0.08054   0.07458  -0.1506   0.6550   0.2135
   1.250   0.5722   0.07850   0.07231  -0.1559   0.6526   0.2431
   2.750   0.7791   0.07632   0.06849  -0.1693   0.6209   0.1938
   3.000   0.7565   0.07992   0.07222  -0.1658   0.6084   0.1955
   3.250   0.8062   0.07845   0.07040  -0.1683   0.6064   0.1861
   3.500   0.7940   0.08160   0.07356  -0.1657   0.5947   0.1840
   3.750   0.8375   0.08074   0.07220  -0.1671   0.5918   0.1755
   4.000   0.8811   0.07940   0.07076  -0.1687   0.5901   0.1786
   4.250   0.8601   0.08364   0.07505  -0.1657   0.5776   0.1785
   4.500   0.8991   0.08283   0.07409  -0.1666   0.5752   0.1792
   4.750   0.9418   0.08168   0.07280  -0.1676   0.5737   0.1803
   5.000   0.9207   0.08600   0.07718  -0.1647   0.5606   0.1803
   5.250   0.9605   0.08506   0.07616  -0.1654   0.5586   0.1832
   5.500   0.9376   0.09003   0.08120  -0.1628   0.5464   0.1833
   5.750   0.9706   0.08979   0.08087  -0.1631   0.5438   0.1898
   6.000   1.0073   0.08900   0.08003  -0.1634   0.5422   0.1967
   6.250   0.9778   0.09488   0.08600  -0.1608   0.5295   0.1961
   6.500   1.0122   0.09426   0.08534  -0.1608   0.5274   0.2041
   6.750   1.0502   0.09331   0.08440  -0.1611   0.5259   0.2174
   7.000   1.0072   0.10115   0.09232  -0.1585   0.5132   0.2123
   7.250   1.0394   0.10096   0.09217  -0.1586   0.5112   0.2321
   7.500   1.0739   0.09927   0.09157  -0.1587   0.5100   1.0000
   7.750   1.0190   0.11011   0.10148  -0.1566   0.4979   0.2527
   8.000   1.0487   0.10891   0.10120  -0.1562   0.4957   1.0000
   8.250   1.0836   0.10842   0.10054  -0.1560   0.4942   1.0000
   8.500   1.0046   0.12148   0.11393  -0.1547   0.4876   1.0000
   8.750   1.0013   0.12549   0.11793  -0.1543   0.4853   1.0000
   9.000   0.9996   0.12949   0.12193  -0.1541   0.4843   1.0000
   9.250   0.9903   0.13514   0.12763  -0.1545   0.4894   1.0000
   9.500   1.0008   0.13856   0.13104  -0.1549   0.4918   1.0000
   9.750   1.0069   0.14204   0.13453  -0.1551   0.4924   1.0000
  10.000   1.0217   0.14513   0.13760  -0.1555   0.4933   1.0000
  10.250   1.0219   0.14605   0.13854  -0.1544   0.4806   1.0000
  10.500   1.0533   0.14305   0.13545  -0.1522   0.4567   1.0000
  10.750   1.0883   0.14193   0.13429  -0.1515   0.4491   1.0000
  11.000   1.0881   0.14473   0.13713  -0.1511   0.4418   1.0000
  11.250   1.0946   0.14707   0.13951  -0.1510   0.4363   1.0000
  11.500   1.1480   0.14412   0.13652  -0.1500   0.4318   1.0000
  11.750   1.1163   0.15063   0.14312  -0.1504   0.4240   1.0000
  12.000   1.1383   0.15115   0.14368  -0.1500   0.4186   1.0000
  12.250   1.1850   0.14895   0.14150  -0.1490   0.4157   1.0000
  12.500   1.1524   0.15545   0.14809  -0.1497   0.4051   1.0000
  12.750   1.1882   0.15434   0.14701  -0.1489   0.4012   1.0000
  13.000   1.1753   0.15860   0.15135  -0.1493   0.3908   1.0000
  13.250   1.2053   0.15793   0.15074  -0.1485   0.3863   1.0000
<< Back to GOE 448 AIRFOIL (goe448-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 448 AIRFOIL (goe448-il)