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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 448 AIRFOIL (goe448-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 11.22 at α=5.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe448-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe448-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.250   0.0015   0.16307   0.15607  -0.0994   0.9216   0.0606
 -13.000   0.0124   0.16064   0.15362  -0.1022   0.9175   0.0614
 -12.750   0.0248   0.15839   0.15135  -0.1061   0.9146   0.0618
 -12.500   0.0325   0.15516   0.14814  -0.1066   0.9090   0.0624
 -12.250   0.0429   0.15179   0.14476  -0.1073   0.9037   0.0638
 -12.000   0.0569   0.14862   0.14156  -0.1098   0.9003   0.0655
 -11.750   0.0714   0.14556   0.13847  -0.1130   0.8977   0.0672
 -11.500   0.0680   0.14470   0.13765  -0.1116   0.8893   0.0681
 -11.250   0.0758   0.14278   0.13570  -0.1138   0.8850   0.0688
 -11.000   0.0858   0.14082   0.13372  -0.1170   0.8820   0.0692
 -10.500   0.0965   0.13518   0.12812  -0.1157   0.8700   0.0711
 -10.250   0.1109   0.13203   0.12493  -0.1178   0.8671   0.0734
 -10.000   0.1050   0.13142   0.12436  -0.1156   0.8590   0.0748
  -9.750   0.1093   0.12983   0.12277  -0.1165   0.8541   0.0764
  -9.500   0.1168   0.12818   0.12111  -0.1190   0.8508   0.0773
  -9.250   0.0996   0.12903   0.12203  -0.1149   0.8408   0.0775
  -9.000   0.1005   0.12817   0.12118  -0.1163   0.8364   0.0778
  -8.750   0.1278   0.12164   0.11459  -0.1177   0.8350   0.0799
  -8.500   0.1088   0.12224   0.11528  -0.1120   0.8248   0.0807
  -8.250   0.1175   0.11996   0.11298  -0.1129   0.8211   0.0835
  -8.000   0.1026   0.12022   0.11331  -0.1089   0.8131   0.0847
  -7.750   0.0924   0.12013   0.11326  -0.1068   0.8065   0.0862
  -7.500   0.0888   0.11971   0.11285  -0.1075   0.8026   0.0872
  -7.250   0.0553   0.12157   0.11484  -0.0993   0.7914   0.0872
  -7.000   0.0537   0.12094   0.11422  -0.1013   0.7870   0.0877
  -6.750   0.0261   0.12233   0.11571  -0.0954   0.7770   0.0877
  -6.500   0.0403   0.11736   0.11074  -0.0936   0.7743   0.0890
  -6.250   0.0532   0.11412   0.10746  -0.0938   0.7715   0.0915
  -6.000   0.0327   0.11463   0.10806  -0.0890   0.7632   0.0923
  -5.750   0.0316   0.11338   0.10683  -0.0884   0.7579   0.0952
  -5.500   0.0431   0.11283   0.10621  -0.0956   0.7539   0.0992
  -5.250   0.0208   0.11415   0.10762  -0.0923   0.7440   0.0994
  -5.000   0.0274   0.11007   0.10357  -0.0896   0.7410   0.1009
  -4.750   0.0407   0.10680   0.10025  -0.0891   0.7385   0.1036
  -4.500   0.0275   0.10677   0.10028  -0.0860   0.7310   0.1049
  -4.250   0.0348   0.10514   0.09863  -0.0871   0.7260   0.1083
  -3.750   0.0641   0.10143   0.09482  -0.0943   0.7173   0.1153
  -3.500   0.0619   0.10008   0.09350  -0.0914   0.7116   0.1183
  -3.250   0.1166   0.09917   0.09232  -0.1065   0.7076   0.1292
  -3.000   0.1243   0.09490   0.08808  -0.1032   0.7056   0.1311
  -2.750   0.1163   0.09462   0.08786  -0.1003   0.6985   0.1328
  -2.500   0.1327   0.09289   0.08608  -0.1015   0.6941   0.1379
  -2.250   0.1794   0.09056   0.08354  -0.1109   0.6911   0.1474
  -2.000   0.2041   0.08790   0.08081  -0.1120   0.6890   0.1565
  -1.750   0.2218   0.08861   0.08141  -0.1169   0.6809   0.1633
  -1.500   0.2376   0.08638   0.07918  -0.1166   0.6773   0.1671
  -1.250   0.3003   0.08507   0.07751  -0.1280   0.6745   0.1788
  -1.000   0.3260   0.08180   0.07421  -0.1288   0.6726   0.1823
  -0.750   0.3223   0.08272   0.07517  -0.1272   0.6639   0.1859
  -0.500   0.4035   0.07909   0.07087  -0.1419   0.6609   0.1265
  -0.250   0.4686   0.07608   0.06728  -0.1515   0.6586   0.1129
   0.000   0.5034   0.07451   0.06565  -0.1539   0.6566   0.1176
   0.250   0.5035   0.07598   0.06709  -0.1529   0.6473   0.1182
   0.500   0.5481   0.07457   0.06529  -0.1577   0.6440   0.1166
   0.750   0.5878   0.07350   0.06398  -0.1607   0.6415   0.1210
   1.250   0.6284   0.07432   0.06437  -0.1626   0.6290   0.1242
   1.500   0.6707   0.07350   0.06302  -0.1657   0.6263   0.1293
   1.750   0.7090   0.07255   0.06188  -0.1677   0.6242   0.1315
   2.000   0.7028   0.07495   0.06426  -0.1655   0.6136   0.1320
   2.250   0.7348   0.07469   0.06381  -0.1666   0.6104   0.1369
   2.500   0.7731   0.07402   0.06282  -0.1682   0.6082   0.1406
   2.750   0.7667   0.07664   0.06541  -0.1660   0.5973   0.1410
   3.000   0.8000   0.07641   0.06487  -0.1671   0.5941   0.1427
   3.250   0.8355   0.07595   0.06412  -0.1680   0.5919   0.1473
   3.500   0.8261   0.07892   0.06710  -0.1655   0.5806   0.1486
   3.750   0.8559   0.07882   0.06681  -0.1657   0.5775   0.1518
   4.250   0.8775   0.08173   0.06951  -0.1635   0.5637   0.1550
   4.500   0.9069   0.08163   0.06923  -0.1635   0.5609   0.1580
   5.000   0.9247   0.08504   0.07257  -0.1612   0.5467   0.1646
   5.250   0.9535   0.08498   0.07246  -0.1612   0.5442   0.1718
   5.500   0.9431   0.08861   0.07614  -0.1592   0.5334   0.1738
   5.750   0.9677   0.08899   0.07647  -0.1589   0.5299   0.1796
   6.000   0.9972   0.08889   0.07636  -0.1590   0.5276   0.1881
   6.250   0.9837   0.09300   0.08054  -0.1570   0.5162   0.1906
   6.500   1.0087   0.09341   0.08097  -0.1570   0.5131   0.2035
   7.000   1.0198   0.09830   0.08608  -0.1554   0.4996   0.2411
   7.250   1.0405   0.09748   0.08629  -0.1548   0.4966   1.0000
   7.750   1.0460   0.10312   0.09176  -0.1527   0.4831   1.0000
   8.000   1.0676   0.10395   0.09249  -0.1523   0.4805   1.0000
   8.250   1.0547   0.10866   0.09725  -0.1512   0.4717   1.0000
   8.500   1.0684   0.11030   0.09884  -0.1507   0.4674   1.0000
   8.750   1.0898   0.11107   0.09955  -0.1503   0.4647   1.0000
   9.250   1.0860   0.11827   0.10684  -0.1491   0.4526   1.0000
   9.500   1.1036   0.11956   0.10811  -0.1487   0.4497   1.0000
   9.750   1.1260   0.12024   0.10877  -0.1484   0.4476   1.0000
  10.000   1.1047   0.12612   0.11476  -0.1479   0.4386   1.0000
  10.250   1.1174   0.12804   0.11669  -0.1476   0.4353   1.0000
  10.500   1.1352   0.12935   0.11804  -0.1474   0.4329   1.0000
  10.750   1.1280   0.13365   0.12242  -0.1472   0.4269   1.0000
  11.000   1.1319   0.13650   0.12533  -0.1471   0.4217   1.0000
  11.250   1.1470   0.13810   0.12697  -0.1469   0.4186   1.0000
  11.500   1.1682   0.13887   0.12780  -0.1465   0.4163   1.0000
  11.750   1.1543   0.14362   0.13265  -0.1466   0.4074   1.0000
  12.000   1.1742   0.14408   0.13315  -0.1461   0.4027   1.0000
  12.250   1.2037   0.14326   0.13237  -0.1453   0.3998   1.0000
  12.500   1.1912   0.14743   0.13662  -0.1454   0.3886   1.0000
  12.750   1.2167   0.14699   0.13626  -0.1447   0.3850   1.0000
  13.000   1.2076   0.15120   0.14058  -0.1451   0.3757   1.0000
  13.250   1.2235   0.15217   0.14163  -0.1448   0.3712   1.0000
  13.500   1.2464   0.15221   0.14177  -0.1442   0.3684   1.0000
<< Back to GOE 448 AIRFOIL (goe448-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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