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

GOE 449 AIRFOIL (goe449-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 449 AIRFOIL (goe449-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.21 at α=10°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe449-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe449-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 449 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.3659   0.13790   0.13181  -0.0159   1.0000   0.2462
  -8.750  -0.3895   0.13766   0.13166  -0.0149   1.0000   0.2532
  -8.500  -0.4165   0.13674   0.13086  -0.0141   1.0000   0.2560
  -8.250  -0.3868   0.13225   0.12634  -0.0120   1.0000   0.2622
  -8.000  -0.3994   0.13110   0.12526  -0.0105   1.0000   0.2704
  -7.750  -0.4563   0.13255   0.12687  -0.0092   1.0000   0.2741
  -7.500  -0.4066   0.12670   0.12097  -0.0073   1.0000   0.2831
  -7.250  -0.4355   0.12629   0.12066  -0.0056   1.0000   0.2915
  -7.000  -0.4358   0.12336   0.11778  -0.0039   1.0000   0.2975
  -6.750  -0.4368   0.12161   0.11608  -0.0019   1.0000   0.3076
  -6.500  -0.5018   0.12243   0.11706   0.0015   1.0000   0.3124
  -6.250  -0.4524   0.11763   0.11221   0.0021   1.0000   0.3232
  -6.000  -0.5105   0.11789   0.11262   0.0062   1.0000   0.3311
  -5.750  -0.4767   0.11395   0.10867   0.0069   1.0000   0.3410
  -5.500  -0.5387   0.11393   0.10879   0.0114   1.0000   0.3505
  -5.250  -0.5047   0.11036   0.10521   0.0126   1.0000   0.3609
  -5.000  -0.5485   0.10883   0.10379   0.0161   1.0000   0.3725
  -4.750  -0.5729   0.10743   0.10244   0.0183   1.0000   0.3891
  -4.500  -0.5415   0.10457   0.09959   0.0215   1.0000   0.4014
  -4.250  -0.5476   0.10256   0.09762   0.0246   1.0000   0.4200
  -4.000  -0.5555   0.10068   0.09580   0.0280   1.0000   0.4411
  -3.750  -0.5734   0.09876   0.09394   0.0319   1.0000   0.4675
  -3.500  -0.5502   0.06789   0.06087  -0.0184   1.0000   0.1970
  -3.250  -0.5366   0.06472   0.05751  -0.0184   1.0000   0.1925
  -3.000  -0.5194   0.06050   0.05266  -0.0196   1.0000   0.1857
  -2.750  -0.5039   0.05844   0.05030  -0.0194   1.0000   0.1868
  -2.500  -0.4877   0.05663   0.04818  -0.0191   1.0000   0.1886
  -2.250  -0.4707   0.05500   0.04620  -0.0187   1.0000   0.1905
  -2.000  -0.4529   0.05359   0.04441  -0.0183   1.0000   0.1935
  -1.750  -0.4309   0.05268   0.04291  -0.0184   0.9988   0.1989
  -1.500  -0.4022   0.05259   0.04281  -0.0199   0.9940   0.2062
  -1.250  -0.3767   0.05244   0.04228  -0.0205   0.9898   0.2155
  -1.000  -0.3479   0.05267   0.04244  -0.0218   0.9840   0.2258
  -0.750  -0.3217   0.05302   0.04249  -0.0226   0.9797   0.2384
  -0.500  -0.2942   0.05338   0.04274  -0.0236   0.9721   0.2531
  -0.250  -0.2645   0.05432   0.04363  -0.0250   0.9678   0.2705
   0.000  -0.2431   0.05417   0.04349  -0.0252   0.9602   0.2878
   0.250  -0.2070   0.05569   0.04498  -0.0275   0.9548   0.3158
   0.500  -0.1864   0.05556   0.04498  -0.0276   0.9481   0.3435
   0.750  -0.1536   0.05652   0.04630  -0.0295   0.9415   0.3989
   1.000  -0.0791   0.05741   0.04928  -0.0385   0.9386   1.0000
   1.250  -0.0668   0.05742   0.04895  -0.0374   0.9287   1.0000
   1.500  -0.0317   0.06048   0.05157  -0.0401   0.9223   1.0000
   1.750  -0.0235   0.06028   0.05120  -0.0384   0.9123   1.0000
   2.000   0.0132   0.06361   0.05421  -0.0414   0.9056   1.0000
   2.250   0.0181   0.06322   0.05368  -0.0393   0.8953   1.0000
   2.500   0.0544   0.06655   0.05677  -0.0423   0.8885   1.0000
   2.750   0.0581   0.06623   0.05635  -0.0400   0.8781   1.0000
   3.000   0.0949   0.06966   0.05956  -0.0430   0.8711   1.0000
   3.250   0.0968   0.06934   0.05917  -0.0406   0.8606   1.0000
   3.500   0.1346   0.07296   0.06261  -0.0438   0.8534   1.0000
   3.750   0.1353   0.07259   0.06218  -0.0413   0.8422   1.0000
   4.000   0.1728   0.07636   0.06579  -0.0443   0.8355   1.0000
   4.250   0.1727   0.07596   0.06536  -0.0418   0.8237   1.0000
   4.500   0.2030   0.07917   0.06844  -0.0439   0.8171   1.0000
   4.750   0.2098   0.07953   0.06877  -0.0425   0.8049   1.0000
   5.000   0.2304   0.08195   0.07111  -0.0432   0.7980   1.0000
   5.250   0.2476   0.08337   0.07248  -0.0432   0.7857   1.0000
   5.500   0.2580   0.08501   0.07407  -0.0427   0.7777   1.0000
   5.750   0.2859   0.08753   0.07654  -0.0442   0.7667   1.0000
   6.000   0.2883   0.08852   0.07750  -0.0427   0.7571   1.0000
   6.250   0.3249   0.09213   0.08106  -0.0453   0.7479   1.0000
   6.500   0.3201   0.09239   0.08132  -0.0430   0.7371   1.0000
   6.750   0.3566   0.09645   0.08532  -0.0457   0.7296   1.0000
   7.000   0.3519   0.09653   0.08543  -0.0434   0.7176   1.0000
   7.250   0.3761   0.09982   0.08868  -0.0448   0.7112   1.0000
   7.500   0.3814   0.10083   0.08970  -0.0438   0.6993   1.0000
   7.750   0.3963   0.10347   0.09233  -0.0442   0.6924   1.0000
   8.000   0.4127   0.10539   0.09427  -0.0444   0.6806   1.0000
   8.250   0.4191   0.10755   0.09644  -0.0441   0.6739   1.0000
   8.500   0.4391   0.10991   0.09880  -0.0447   0.6632   1.0000
   8.750   0.4419   0.11172   0.10063  -0.0440   0.6548   1.0000
   9.000   0.4686   0.11480   0.10373  -0.0453   0.6452   1.0000
   9.250   0.4656   0.11622   0.10517  -0.0443   0.6370   1.0000
   9.500   0.4961   0.11974   0.10871  -0.0459   0.6276   1.0000
   9.750   0.4898   0.12072   0.10971  -0.0446   0.6176   1.0000
  10.000   0.5283   0.12541   0.11444  -0.0469   0.6098   1.0000
  10.250   0.5154   0.12546   0.11451  -0.0451   0.5984   1.0000
  10.500   0.5347   0.12879   0.11788  -0.0459   0.5910   1.0000
  10.750   0.5458   0.13063   0.11975  -0.0459   0.5786   1.0000
  11.000   0.5478   0.13261   0.12177  -0.0457   0.5688   1.0000
<< Back to GOE 449 AIRFOIL (goe449-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 449 AIRFOIL (goe449-il)