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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 448 AIRFOIL (goe448-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.44 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe448-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe448-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.3331   0.18277   0.17753  -0.0158   1.0000   0.0824
  -9.750  -0.3370   0.18168   0.17648  -0.0153   1.0000   0.0838
  -9.500  -0.3428   0.18113   0.17597  -0.0150   1.0000   0.0849
  -9.250  -0.3514   0.18135   0.17625  -0.0147   1.0000   0.0856
  -9.000  -0.3627   0.18218   0.17713  -0.0145   1.0000   0.0860
  -8.750  -0.3766   0.18338   0.17838  -0.0141   1.0000   0.0863
  -8.500  -0.3661   0.17694   0.17198  -0.0130   1.0000   0.0871
  -8.250  -0.3607   0.17275   0.16779  -0.0118   1.0000   0.0884
  -8.000  -0.3616   0.17049   0.16555  -0.0108   1.0000   0.0898
  -7.750  -0.3642   0.16869   0.16378  -0.0100   1.0000   0.0913
  -7.500  -0.3682   0.16714   0.16226  -0.0092   1.0000   0.0930
  -7.250  -0.3738   0.16586   0.16101  -0.0084   1.0000   0.0948
  -7.000  -0.3821   0.16508   0.16027  -0.0076   1.0000   0.0964
  -6.750  -0.3953   0.16513   0.16038  -0.0067   1.0000   0.0975
  -6.500  -0.4135   0.16580   0.16111  -0.0052   1.0000   0.0981
  -6.250  -0.4301   0.16668   0.16204  -0.0054   1.0000   0.0985
  -6.000  -0.4324   0.16375   0.15916  -0.0052   1.0000   0.0991
  -5.750  -0.4219   0.15757   0.15299  -0.0020   1.0000   0.1010
  -5.500  -0.4225   0.15500   0.15044  -0.0009   1.0000   0.1027
  -5.250  -0.4214   0.15283   0.14828  -0.0012   0.9988   0.1048
  -5.000  -0.4112   0.15095   0.14638  -0.0046   0.9940   0.1079
  -4.750  -0.4047   0.14979   0.14521  -0.0093   0.9889   0.1109
  -4.500  -0.3840   0.14945   0.14483  -0.0205   0.9829   0.1129
  -4.250  -0.3840   0.14427   0.13968  -0.0153   0.9793   0.1149
  -4.000  -0.3719   0.14133   0.13673  -0.0162   0.9730   0.1186
  -3.750  -0.3564   0.13958   0.13493  -0.0206   0.9687   0.1234
  -3.500  -0.3200   0.13938   0.13461  -0.0365   0.9598   0.1277
  -3.250  -0.3163   0.13475   0.13002  -0.0324   0.9561   0.1296
  -3.000  -0.3133   0.13172   0.12700  -0.0308   0.9512   0.1324
  -2.750  -0.2893   0.12973   0.12494  -0.0363   0.9438   0.1397
  -2.500  -0.2541   0.12807   0.12318  -0.0459   0.9395   0.1451
  -2.250  -0.2531   0.12473   0.11987  -0.0435   0.9325   0.1483
  -2.000  -0.1883   0.12503   0.11992  -0.0614   0.9256   0.1599
  -1.750  -0.1924   0.12116   0.11611  -0.0570   0.9211   0.1617
  -1.500  -0.1389   0.12151   0.11622  -0.0701   0.9123   0.1756
  -1.250  -0.1319   0.11777   0.11257  -0.0673   0.9090   0.1791
  -1.000  -0.1041   0.11695   0.11162  -0.0736   0.9003   0.1913
  -0.750  -0.0851   0.11403   0.10871  -0.0745   0.8950   0.1963
  -0.500  -0.0493   0.11365   0.10818  -0.0821   0.8891   0.2092
  -0.250  -0.0353   0.11132   0.10587  -0.0817   0.8815   0.2175
   0.000   0.0230   0.11218   0.10653  -0.0931   0.8771   0.2416
   0.250   0.0197   0.10938   0.10379  -0.0898   0.8681   0.2478
   0.500   0.0709   0.10987   0.10410  -0.0989   0.8624   0.2742
   0.750   0.0847   0.10885   0.10304  -0.1000   0.8548   0.2902
   1.000   0.1120   0.10787   0.10205  -0.1023   0.8480   0.3134
   2.250   0.2059   0.10437   0.09863  -0.1044   0.8160   0.5746
   2.500   0.2344   0.10438   0.09867  -0.1057   0.8127   0.6288
   2.750   0.2423   0.10324   0.09756  -0.1048   0.8024   0.6532
   3.000   0.3054   0.10588   0.09999  -0.1148   0.7977   0.6776
   3.250   0.3179   0.10601   0.10005  -0.1166   0.7878   0.6769
   3.500   0.4209   0.11304   0.10636  -0.1376   0.7811   0.5704
   3.750   0.4380   0.11431   0.10728  -0.1411   0.7693   0.4837
   4.000   0.5092   0.11948   0.11149  -0.1524   0.7645   0.3357
   4.250   0.5159   0.11941   0.11126  -0.1518   0.7543   0.3105
   4.500   0.5654   0.12278   0.11414  -0.1569   0.7497   0.2867
   4.750   0.5623   0.12282   0.11414  -0.1549   0.7412   0.2816
   5.000   0.5976   0.12525   0.11622  -0.1577   0.7354   0.2687
   5.250   0.6233   0.12805   0.11881  -0.1595   0.7321   0.2685
   5.500   0.6258   0.12839   0.11906  -0.1581   0.7230   0.2683
   5.750   0.6611   0.13142   0.12180  -0.1607   0.7183   0.2658
   6.000   0.6620   0.13242   0.12269  -0.1593   0.7123   0.2648
   6.250   0.6814   0.13420   0.12427  -0.1596   0.7053   0.2644
   6.500   0.7134   0.13760   0.12741  -0.1615   0.7018   0.2691
   6.750   0.7090   0.13830   0.12805  -0.1596   0.6965   0.2713
   7.000   0.7254   0.14001   0.12968  -0.1596   0.6897   0.2762
   7.250   0.7561   0.14341   0.13295  -0.1612   0.6859   0.2819
   7.500   0.7527   0.14416   0.13368  -0.1595   0.6805   0.2843
   7.750   0.7678   0.14595   0.13542  -0.1595   0.6741   0.2901
   8.000   0.7946   0.14913   0.13859  -0.1607   0.6705   0.3019
   8.250   0.8041   0.15136   0.14086  -0.1606   0.6674   0.3137
   8.500   0.8078   0.15211   0.14170  -0.1598   0.6597   0.3290
   8.750   0.8345   0.15511   0.14498  -0.1613   0.6551   0.3813
   9.000   0.8514   0.15700   0.14738  -0.1613   0.6522   1.0000
   9.250   0.8472   0.15705   0.14726  -0.1597   0.6450   1.0000
   9.500   0.8673   0.15982   0.14980  -0.1602   0.6399   1.0000
  10.000   0.8831   0.16357   0.15342  -0.1597   0.6293   1.0000
  10.250   0.9029   0.16641   0.15620  -0.1604   0.6239   1.0000
  10.500   0.9242   0.17052   0.16026  -0.1614   0.6205   1.0000
  10.750   0.9199   0.17010   0.15986  -0.1602   0.6110   1.0000
  11.000   0.9509   0.17483   0.16456  -0.1617   0.6056   1.0000
  11.250   0.9426   0.17432   0.16408  -0.1606   0.5966   1.0000
  11.500   0.9701   0.17840   0.16816  -0.1617   0.5902   1.0000
  11.750   0.9653   0.17879   0.16859  -0.1611   0.5823   1.0000
  12.000   0.9882   0.18220   0.17203  -0.1620   0.5750   1.0000
<< Back to GOE 448 AIRFOIL (goe448-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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