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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 476 AIRFOIL (goe476-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.4 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe476-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe476-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.2323   0.13767   0.13017  -0.0404   1.0000   0.1894
 -11.000  -0.2500   0.13862   0.13124  -0.0400   1.0000   0.1930
 -10.750  -0.2814   0.14137   0.13418  -0.0392   1.0000   0.1941
 -10.500  -0.2553   0.13400   0.12683  -0.0373   1.0000   0.1965
 -10.250  -0.2485   0.13109   0.12399  -0.0350   1.0000   0.1997
 -10.000  -0.2530   0.12982   0.12281  -0.0325   1.0000   0.2032
  -9.750  -0.2649   0.12938   0.12249  -0.0300   1.0000   0.2071
  -9.500  -0.2876   0.13022   0.12346  -0.0274   1.0000   0.2105
  -9.250  -0.3219   0.13244   0.12584  -0.0250   1.0000   0.2121
  -9.000  -0.3618   0.13501   0.12858  -0.0226   1.0000   0.2128
  -8.750  -0.3190   0.12687   0.12042  -0.0201   1.0000   0.2173
  -8.500  -0.3226   0.12552   0.11914  -0.0177   1.0000   0.2214
  -8.250  -0.3349   0.12493   0.11863  -0.0157   1.0000   0.2259
  -8.000  -0.3614   0.12560   0.11941  -0.0140   1.0000   0.2298
  -7.750  -0.4035   0.12753   0.12147  -0.0122   1.0000   0.2315
  -7.500  -0.3871   0.12272   0.11669  -0.0106   1.0000   0.2344
  -7.250  -0.3779   0.12001   0.11400  -0.0086   1.0000   0.2389
  -7.000  -0.3866   0.11877   0.11282  -0.0067   1.0000   0.2438
  -6.750  -0.4152   0.11896   0.11309  -0.0069   0.9973   0.2495
  -6.500  -0.3992   0.11491   0.10904  -0.0100   0.9907   0.2543
  -6.250  -0.3748   0.11174   0.10584  -0.0122   0.9836   0.2650
  -6.000  -0.4272   0.11307   0.10724  -0.0140   0.9763   0.2703
  -5.750  -0.3648   0.10683   0.10096  -0.0150   0.9694   0.2820
  -5.500  -0.4134   0.10774   0.10191  -0.0170   0.9624   0.2898
  -5.250  -0.3628   0.10235   0.09653  -0.0161   0.9554   0.3002
  -5.000  -0.3880   0.10127   0.09547  -0.0179   0.9486   0.3108
  -4.750  -0.3604   0.09802   0.09223  -0.0165   0.9415   0.3214
  -4.500  -0.3537   0.09549   0.08970  -0.0180   0.9353   0.3352
  -4.250  -0.3756   0.09458   0.08880  -0.0174   0.9286   0.3500
  -4.000  -0.3668   0.09249   0.08672  -0.0173   0.9223   0.3696
  -3.750  -0.3601   0.09041   0.08466  -0.0154   0.9161   0.3899
  -3.500  -0.3582   0.08846   0.08275  -0.0124   0.9099   0.4104
  -3.250  -0.3321   0.08584   0.08017  -0.0103   0.9034   0.4370
  -3.000  -0.3418   0.08490   0.07926  -0.0066   0.8982   0.4663
  -2.750   0.2551   0.06408   0.05774  -0.0712   0.8904   1.0000
  -2.250  -0.0520   0.07464   0.06885  -0.0127   0.8728   0.8108
  -2.000  -0.1253   0.07552   0.06987  -0.0010   0.8687   0.7846
  -1.500  -0.1926   0.06420   0.05621  -0.0480   0.8694   0.2475
  -1.250  -0.1655   0.06246   0.05418  -0.0496   0.8640   0.2409
  -1.000  -0.1486   0.06124   0.05225  -0.0498   0.8624   0.2313
  -0.750  -0.1357   0.06041   0.05127  -0.0489   0.8624   0.2299
  -0.500  -0.1216   0.05987   0.05048  -0.0482   0.8627   0.2297
  -0.250  -0.1041   0.05974   0.04997  -0.0479   0.8642   0.2314
   0.000  -0.2467   0.05868   0.04977  -0.0249   0.9821   0.2286
   0.250  -0.2234   0.05813   0.04891  -0.0256   0.9790   0.2274
   0.500  -0.1980   0.05777   0.04817  -0.0266   0.9723   0.2298
   0.750  -0.1654   0.05842   0.04847  -0.0285   0.9671   0.2334
   1.000  -0.1491   0.05772   0.04770  -0.0281   0.9613   0.2365
   1.250  -0.1218   0.05823   0.04804  -0.0292   0.9552   0.2428
   1.500  -0.0922   0.05942   0.04880  -0.0306   0.9516   0.2511
   1.750  -0.0742   0.05889   0.04833  -0.0305   0.9435   0.2584
   2.000  -0.0412   0.06039   0.04955  -0.0324   0.9373   0.2713
   2.250  -0.0239   0.06037   0.04956  -0.0322   0.9310   0.2825
   2.500   0.0097   0.06143   0.05049  -0.0347   0.9239   0.3011
   2.750   0.0531   0.06391   0.05286  -0.0389   0.9195   0.3297
   3.000   0.0702   0.06352   0.05258  -0.0390   0.9101   0.3522
   3.250   0.1088   0.06537   0.05468  -0.0424   0.9039   0.3952
   3.500   0.1303   0.06614   0.05580  -0.0431   0.8983   0.4454
   3.750   0.1924   0.06704   0.05807  -0.0521   0.8890   1.0000
   4.000   0.2206   0.06967   0.06027  -0.0536   0.8825   1.0000
   4.250   0.2379   0.07066   0.06104  -0.0533   0.8698   1.0000
   4.500   0.2548   0.07228   0.06249  -0.0532   0.8602   1.0000
   4.750   0.2896   0.07524   0.06525  -0.0557   0.8482   1.0000
   5.000   0.2992   0.07588   0.06581  -0.0544   0.8336   1.0000
   5.250   0.3167   0.07764   0.06747  -0.0544   0.8209   1.0000
   5.500   0.3572   0.08151   0.07122  -0.0576   0.8089   1.0000
   5.750   0.3673   0.08215   0.07182  -0.0564   0.7926   1.0000
   6.000   0.3780   0.08346   0.07309  -0.0555   0.7773   1.0000
   6.250   0.3940   0.08549   0.07509  -0.0555   0.7637   1.0000
   6.500   0.4207   0.08836   0.07792  -0.0567   0.7496   1.0000
   6.750   0.4514   0.09139   0.08092  -0.0582   0.7326   1.0000
   7.000   0.4764   0.09392   0.08343  -0.0589   0.7144   1.0000
   8.000   0.5830   0.09647   0.08586  -0.0553   0.5853   1.0000
   8.250   0.5963   0.09726   0.08665  -0.0537   0.5597   1.0000
   8.500   0.6161   0.09871   0.08810  -0.0531   0.5422   1.0000
   8.750   0.6402   0.10008   0.08947  -0.0526   0.5261   1.0000
   9.000   0.5947   0.10766   0.09717  -0.0539   0.5528   1.0000
   9.250   0.6128   0.11097   0.10051  -0.0546   0.5487   1.0000
   9.500   0.6297   0.11495   0.10452  -0.0555   0.5466   1.0000
   9.750   0.6304   0.11456   0.10413  -0.0530   0.5161   1.0000
  10.000   0.6491   0.11791   0.10752  -0.0537   0.5126   1.0000
  10.250   0.6255   0.12525   0.11494  -0.0561   0.5457   1.0000
  10.500   0.6146   0.12681   0.11653  -0.0552   0.5368   1.0000
  10.750   0.6523   0.13129   0.12104  -0.0565   0.5287   1.0000
  11.000   0.6320   0.13273   0.12250  -0.0556   0.5239   1.0000
  11.250   0.6528   0.13566   0.12548  -0.0560   0.5133   1.0000
<< Back to GOE 476 AIRFOIL (goe476-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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