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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 476 AIRFOIL (goe476-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 18.13 at α=2.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe476-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe476-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.2470   0.12995   0.12263  -0.0393   1.0000   0.1431
 -10.250  -0.2549   0.12881   0.12160  -0.0374   1.0000   0.1446
 -10.000  -0.2662   0.12799   0.12089  -0.0352   1.0000   0.1460
  -9.750  -0.2622   0.12542   0.11833  -0.0401   0.9931   0.1492
  -9.500  -0.2603   0.12272   0.11564  -0.0465   0.9834   0.1504
  -9.250  -0.2571   0.11971   0.11262  -0.0523   0.9731   0.1509
  -9.000  -0.2143   0.11358   0.10646  -0.0521   0.9695   0.1535
  -8.750  -0.1987   0.10993   0.10279  -0.0553   0.9605   0.1542
  -8.500  -0.2168   0.10786   0.10071  -0.0637   0.9459   0.1508
  -8.000  -0.1987   0.09369   0.08637  -0.0730   0.9279   0.1101
  -7.750  -0.1812   0.08976   0.08240  -0.0769   0.9209   0.1096
  -7.500  -0.1754   0.08672   0.07936  -0.0784   0.9091   0.1089
  -7.250  -0.1618   0.08285   0.07544  -0.0820   0.9015   0.1078
  -7.000  -0.1580   0.07933   0.07189  -0.0842   0.8897   0.1069
  -6.750  -0.1527   0.07548   0.06796  -0.0873   0.8800   0.1064
  -6.500  -0.1476   0.07148   0.06386  -0.0904   0.8703   0.1068
  -6.250  -0.1471   0.06794   0.06019  -0.0919   0.8596   0.1074
  -6.000  -0.1401   0.06386   0.05592  -0.0942   0.8513   0.1079
  -5.750  -0.1381   0.06063   0.05250  -0.0943   0.8413   0.1080
  -5.500  -0.1289   0.05704   0.04866  -0.0952   0.8333   0.1081
  -5.250  -0.1211   0.05348   0.04474  -0.0955   0.8255   0.1091
  -5.000  -0.1164   0.05065   0.04156  -0.0943   0.8162   0.1105
  -4.750  -0.0879   0.04920   0.04005  -0.0952   0.8115   0.1127
  -4.500  -0.0815   0.04795   0.03865  -0.0929   0.8016   0.1139
  -4.250  -0.0619   0.04584   0.03624  -0.0927   0.7952   0.1155
  -4.000  -0.0344   0.04346   0.03347  -0.0936   0.7911   0.1180
  -3.750  -0.0323   0.04245   0.03216  -0.0901   0.7801   0.1202
  -3.500  -0.0071   0.04064   0.02995  -0.0901   0.7749   0.1234
  -3.250   0.0184   0.03970   0.02893  -0.0899   0.7693   0.1259
  -3.000   0.0290   0.03915   0.02823  -0.0874   0.7600   0.1280
  -2.750   0.0586   0.03790   0.02665  -0.0877   0.7554   0.1326
  -2.500   0.0796   0.03706   0.02551  -0.0867   0.7489   0.1370
  -2.250   0.0951   0.03679   0.02523  -0.0848   0.7407   0.1402
  -2.000   0.1272   0.03588   0.02412  -0.0853   0.7364   0.1455
  -1.750   0.1491   0.03541   0.02338  -0.0843   0.7301   0.1517
  -1.500   0.1645   0.03534   0.02336  -0.0825   0.7221   0.1564
  -1.250   0.1983   0.03465   0.02245  -0.0831   0.7178   0.1648
  -1.000   0.2271   0.03422   0.02200  -0.0832   0.7130   0.1734
  -0.750   0.2378   0.03453   0.02224  -0.0807   0.7039   0.1809
  -0.500   0.2745   0.03402   0.02169  -0.0820   0.6997   0.1935
  -0.250   0.3163   0.03341   0.02100  -0.0840   0.6967   0.2098
   0.000   0.3163   0.03428   0.02187  -0.0801   0.6862   0.2184
   0.250   0.3491   0.03400   0.02160  -0.0808   0.6818   0.2359
   0.500   0.3878   0.03353   0.02111  -0.0822   0.6787   0.2584
   0.750   0.3868   0.03449   0.02217  -0.0784   0.6685   0.2691
   1.000   0.4153   0.03435   0.02210  -0.0784   0.6637   0.2940
   1.250   0.4504   0.03388   0.02182  -0.0794   0.6606   0.3291
   1.750   0.4884   0.03357   0.02343  -0.0778   0.6469   0.7142
   2.250   0.6094   0.03361   0.02297  -0.0890   0.6411   1.0000
   2.500   0.5879   0.03570   0.02504  -0.0824   0.6300   1.0000
   2.750   0.6098   0.03623   0.02542  -0.0815   0.6255   1.0000
   3.000   0.6423   0.03637   0.02541  -0.0819   0.6226   1.0000
   3.500   0.6366   0.03941   0.02835  -0.0741   0.6065   1.0000
   3.750   0.6673   0.03959   0.02842  -0.0742   0.6036   1.0000
   4.250   0.6584   0.04358   0.03236  -0.0676   0.5874   1.0000
   4.500   0.6888   0.04367   0.03237  -0.0674   0.5847   1.0000
   5.000   0.6837   0.04806   0.03674  -0.0624   0.5682   1.0000
   5.250   0.7184   0.04771   0.03634  -0.0623   0.5656   1.0000
   5.750   0.7382   0.04987   0.03846  -0.0586   0.5482   1.0000
   6.250   0.7688   0.05095   0.03950  -0.0552   0.5306   1.0000
   6.750   0.7907   0.05307   0.04163  -0.0520   0.5137   1.0000
   7.250   0.8108   0.05553   0.04413  -0.0490   0.4970   1.0000
   7.500   0.8473   0.05443   0.04304  -0.0483   0.4939   1.0000
   7.750   0.8342   0.05766   0.04631  -0.0462   0.4801   1.0000
   8.000   0.8703   0.05648   0.04515  -0.0454   0.4768   1.0000
   8.250   0.8605   0.05945   0.04817  -0.0435   0.4627   1.0000
   8.500   0.8972   0.05803   0.04679  -0.0425   0.4594   1.0000
   8.750   0.8886   0.06096   0.04977  -0.0408   0.4449   1.0000
   9.000   0.9255   0.05936   0.04821  -0.0397   0.4418   1.0000
   9.250   0.9182   0.06219   0.05111  -0.0381   0.4267   1.0000
   9.750   0.9485   0.06324   0.05225  -0.0355   0.4082   1.0000
  10.250   0.9562   0.06691   0.05603  -0.0330   0.3837   1.0000
  10.500   0.9731   0.06725   0.05642  -0.0317   0.3746   1.0000
  11.000   1.0007   0.06878   0.05805  -0.0294   0.3563   1.0000
  11.500   0.9987   0.07429   0.06365  -0.0280   0.3327   1.0000
  11.750   1.0145   0.07487   0.06428  -0.0269   0.3252   1.0000
  12.250   1.0333   0.07789   0.06741  -0.0253   0.3087   1.0000
  12.750   1.0475   0.08172   0.07134  -0.0241   0.2931   1.0000
  13.250   1.0564   0.08650   0.07624  -0.0233   0.2780   1.0000
  13.500   1.1023   0.08249   0.07223  -0.0211   0.2747   1.0000
  13.750   1.0648   0.09132   0.08118  -0.0227   0.2627   1.0000
  14.000   1.1263   0.08447   0.07426  -0.0194   0.2586   1.0000
  14.250   1.0797   0.09483   0.08478  -0.0217   0.2468   1.0000
  14.500   1.1463   0.08681   0.07661  -0.0179   0.2408   1.0000
  14.750   1.1023   0.09678   0.08678  -0.0203   0.2301   1.0000
  15.000   1.1604   0.09026   0.08009  -0.0170   0.2241   1.0000
  15.250   1.1018   0.10292   0.09304  -0.0207   0.2139   1.0000
  15.500   1.1484   0.09821   0.08826  -0.0178   0.2090   1.0000
  15.750   1.0778   0.11376   0.10405  -0.0234   0.1981   1.0000
  16.000   1.1145   0.11030   0.10059  -0.0209   0.1935   1.0000
<< Back to GOE 476 AIRFOIL (goe476-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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