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

GOE 476 AIRFOIL (goe476-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 476 AIRFOIL (goe476-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 44.85 at α=10.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe476-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe476-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 476 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.1917   0.10697   0.10207  -0.0552   0.9703   0.1365
  -8.500  -0.1843   0.10413   0.09922  -0.0620   0.9610   0.1420
  -8.250  -0.1962   0.10093   0.09604  -0.0723   0.9496   0.1443
  -8.000  -0.1510   0.09588   0.09095  -0.0711   0.9463   0.1463
  -7.750  -0.1201   0.09232   0.08736  -0.0736   0.9407   0.1504
  -7.500  -0.1113   0.08952   0.08455  -0.0792   0.9313   0.1568
  -7.250  -0.1481   0.08702   0.08205  -0.0883   0.9117   0.1600
  -7.000  -0.0736   0.08112   0.07612  -0.0897   0.9193   0.1632
  -6.750  -0.0617   0.07886   0.07386  -0.0896   0.9078   0.1664
  -6.500  -0.0538   0.07577   0.07072  -0.0952   0.8988   0.1733
  -6.250  -0.0627   0.07206   0.06691  -0.1011   0.8864   0.1780
  -6.000  -0.0180   0.06868   0.06355  -0.1016   0.8848   0.1823
  -5.750  -0.0171   0.06716   0.06202  -0.1002   0.8722   0.1871
  -5.500  -0.0089   0.06308   0.05774  -0.1073   0.8656   0.1965
  -5.250  -0.0068   0.06178   0.05649  -0.1032   0.8537   0.1985
  -5.000   0.0222   0.05901   0.05366  -0.1053   0.8492   0.2052
  -4.750   0.0044   0.05776   0.05221  -0.1042   0.8358   0.2147
  -4.500   0.0364   0.05495   0.04946  -0.1044   0.8318   0.2194
  -4.250   0.0301   0.05418   0.04846  -0.1031   0.8211   0.2336
  -4.000   0.0330   0.04465   0.03796  -0.1058   0.8133   0.1613
  -3.750   0.0716   0.04425   0.03778  -0.1073   0.8103   0.1812
  -3.500   0.0473   0.03876   0.03103  -0.1008   0.7975   0.1429
  -3.250   0.0770   0.03657   0.02840  -0.1011   0.7934   0.1437
  -3.000   0.1125   0.03407   0.02567  -0.1026   0.7906   0.1451
  -2.750   0.1057   0.03429   0.02590  -0.0972   0.7784   0.1461
  -2.500   0.1421   0.03310   0.02465  -0.0984   0.7746   0.1504
  -2.250   0.1807   0.03164   0.02285  -0.0998   0.7717   0.1554
  -2.000   0.1719   0.03217   0.02327  -0.0940   0.7597   0.1567
  -1.750   0.2080   0.03080   0.02161  -0.0949   0.7559   0.1615
  -1.500   0.2493   0.02976   0.02055  -0.0967   0.7530   0.1694
  -1.250   0.2425   0.03050   0.02123  -0.0912   0.7411   0.1723
  -1.000   0.2804   0.02940   0.01999  -0.0924   0.7373   0.1806
  -0.750   0.3215   0.02862   0.01904  -0.0940   0.7343   0.1935
  -0.500   0.3118   0.02953   0.02004  -0.0884   0.7227   0.1974
  -0.250   0.3479   0.02893   0.01937  -0.0893   0.7188   0.2125
   0.000   0.3899   0.02801   0.01847  -0.0911   0.7159   0.2323
   0.250   0.3798   0.02910   0.01971  -0.0855   0.7043   0.2385
   0.500   0.4163   0.02847   0.01914  -0.0865   0.7003   0.2605
   0.750   0.4586   0.02771   0.01843  -0.0883   0.6975   0.2875
   1.000   0.4406   0.02943   0.02025  -0.0818   0.6859   0.2931
   1.250   0.4756   0.02901   0.01999  -0.0827   0.6820   0.3222
   1.500   0.5253   0.02811   0.01938  -0.0860   0.6796   0.3769
   1.750   0.6987   0.02552   0.01812  -0.1128   0.6790   1.0000
   2.000   0.6867   0.02721   0.01981  -0.1068   0.6693   1.0000
   2.250   0.7074   0.02767   0.02016  -0.1054   0.6639   1.0000
   2.500   0.7420   0.02763   0.01999  -0.1061   0.6608   1.0000
   2.750   0.7794   0.02757   0.01980  -0.1072   0.6581   1.0000
   3.000   0.7270   0.03105   0.02339  -0.0961   0.6450   1.0000
   3.250   0.7723   0.03046   0.02269  -0.0980   0.6424   1.0000
   3.500   0.8034   0.03046   0.02260  -0.0979   0.6378   1.0000
   3.750   0.7555   0.03393   0.02614  -0.0879   0.6255   1.0000
   4.000   0.8192   0.03227   0.02437  -0.0918   0.6235   1.0000
   4.250   0.8807   0.03085   0.02284  -0.0957   0.6212   1.0000
   4.500   0.7976   0.03582   0.02792  -0.0811   0.6062   1.0000
   4.750   0.8717   0.03367   0.02569  -0.0863   0.6046   1.0000
   5.000   0.9386   0.03194   0.02386  -0.0907   0.6025   1.0000
   5.250   0.7586   0.04278   0.03485  -0.0674   0.5772   1.0000
   5.500   0.8451   0.03876   0.03078  -0.0714   0.5791   1.0000
   5.750   0.9731   0.03396   0.02591  -0.0828   0.5821   1.0000
   6.000   0.8249   0.04367   0.03570  -0.0640   0.5610   1.0000
   6.250   0.9035   0.03998   0.03199  -0.0672   0.5620   1.0000
   6.500   1.0303   0.03497   0.02694  -0.0779   0.5640   1.0000
   6.750   0.9460   0.04023   0.03227  -0.0644   0.5495   1.0000
   7.000   1.0349   0.03674   0.02878  -0.0702   0.5486   1.0000
   7.250   0.9484   0.04313   0.03521  -0.0586   0.5320   1.0000
   7.500   1.0317   0.03902   0.03112  -0.0622   0.5317   1.0000
   7.750   1.1486   0.03437   0.02646  -0.0718   0.5300   1.0000
   8.000   0.9764   0.04576   0.03794  -0.0522   0.5053   1.0000
   8.250   1.0542   0.04108   0.03328  -0.0540   0.5050   1.0000
   8.500   1.1229   0.03769   0.02992  -0.0563   0.5008   1.0000
   8.750   1.2401   0.03280   0.02499  -0.0656   0.4961   1.0000
   9.000   1.2171   0.03420   0.02646  -0.0582   0.4851   1.0000
   9.250   1.3117   0.03082   0.02298  -0.0659   0.4752   1.0000
   9.500   1.2996   0.03143   0.02366  -0.0594   0.4632   1.0000
   9.750   1.3114   0.03130   0.02352  -0.0563   0.4501   1.0000
  10.000   1.3348   0.03073   0.02289  -0.0548   0.4358   1.0000
  10.250   1.3537   0.03043   0.02252  -0.0528   0.4206   1.0000
  10.500   1.3665   0.03047   0.02247  -0.0501   0.4049   1.0000
  10.750   1.3766   0.03075   0.02265  -0.0473   0.3894   1.0000
  11.000   1.3709   0.03181   0.02374  -0.0430   0.3747   1.0000
  11.250   1.3680   0.03295   0.02490  -0.0394   0.3605   1.0000
  11.500   1.3686   0.03405   0.02597  -0.0364   0.3469   1.0000
  11.750   1.3733   0.03502   0.02689  -0.0339   0.3341   1.0000
  12.000   1.3823   0.03581   0.02756  -0.0319   0.3218   1.0000
  12.250   1.3788   0.03748   0.02928  -0.0292   0.3102   1.0000
  12.500   1.3826   0.03884   0.03063  -0.0272   0.2994   1.0000
  12.750   1.3963   0.03964   0.03128  -0.0258   0.2890   1.0000
  13.000   1.3961   0.04141   0.03311  -0.0238   0.2791   1.0000
  13.250   1.4057   0.04263   0.03428  -0.0224   0.2695   1.0000
  13.500   1.4187   0.04365   0.03519  -0.0212   0.2597   1.0000
  13.750   1.4196   0.04557   0.03720  -0.0195   0.2508   1.0000
  14.000   1.4388   0.04633   0.03779  -0.0187   0.2406   1.0000
  14.250   1.4326   0.04872   0.04032  -0.0168   0.2323   1.0000
  14.500   1.4447   0.05001   0.04152  -0.0158   0.2226   1.0000
  14.750   1.4438   0.05210   0.04367  -0.0143   0.2136   1.0000
  15.000   1.4451   0.05422   0.04583  -0.0130   0.2046   1.0000
  15.250   1.4644   0.05507   0.04646  -0.0122   0.1935   1.0000
  15.500   1.4410   0.05896   0.05067  -0.0106   0.1870   1.0000
  15.750   1.4549   0.06014   0.05167  -0.0097   0.1772   1.0000
  16.000   1.4349   0.06413   0.05593  -0.0086   0.1709   1.0000
  16.250   1.4531   0.06493   0.05651  -0.0079   0.1628   1.0000
  16.500   1.4317   0.06936   0.06126  -0.0072   0.1578   1.0000
  16.750   1.4372   0.07128   0.06316  -0.0066   0.1520   1.0000
  17.000   1.4422   0.07356   0.06547  -0.0060   0.1473   1.0000
  17.250   1.4264   0.07794   0.07011  -0.0059   0.1439   1.0000
  17.500   1.4265   0.08062   0.07286  -0.0057   0.1399   1.0000
  17.750   1.4517   0.08079   0.07286  -0.0049   0.1354   1.0000
  18.000   1.4261   0.08648   0.07888  -0.0054   0.1335   1.0000
  18.250   1.4008   0.09251   0.08520  -0.0064   0.1315   1.0000
  18.500   1.3754   0.09888   0.09182  -0.0078   0.1297   1.0000
  18.750   1.3485   0.10576   0.09892  -0.0098   0.1281   1.0000
  19.000   0.9572   0.20074   0.19438  -0.0581   0.1488   1.0000
<< Back to GOE 476 AIRFOIL (goe476-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 476 AIRFOIL (goe476-il)