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

GOE 477 AIRFOIL (goe477-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 477 AIRFOIL (goe477-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 34.9 at α=6°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe477-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe477-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 477 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.000  -0.3568   0.10880   0.10271  -0.0216   1.0000   0.1955
  -7.750  -0.3831   0.10923   0.10327  -0.0193   1.0000   0.1981
  -7.500  -0.4131   0.10981   0.10399  -0.0166   1.0000   0.1990
  -7.250  -0.3856   0.10375   0.09789  -0.0147   1.0000   0.2086
  -7.000  -0.4091   0.10344   0.09770  -0.0121   1.0000   0.2125
  -6.750  -0.4409   0.10385   0.09823  -0.0127   1.0000   0.2148
  -6.500  -0.4207   0.09866   0.09305  -0.0082   1.0000   0.2229
  -6.250  -0.4424   0.09798   0.09245  -0.0091   1.0000   0.2296
  -5.750  -0.4524   0.09318   0.08773  -0.0085   1.0000   0.2458
  -5.500  -0.4435   0.08933   0.08391  -0.0038   1.0000   0.2561
  -5.250  -0.4461   0.08664   0.08126  -0.0030   1.0000   0.2677
  -5.000  -0.4479   0.08403   0.07867  -0.0025   1.0000   0.2817
  -4.750  -0.4471   0.08133   0.07600  -0.0013   1.0000   0.2974
  -4.500  -0.4447   0.07857   0.07327   0.0003   1.0000   0.3146
  -4.250  -0.4417   0.07595   0.07067   0.0019   1.0000   0.3347
  -4.000  -0.4397   0.07323   0.06797   0.0030   1.0000   0.3593
  -3.750  -0.4374   0.07077   0.06554   0.0058   1.0000   0.3899
  -3.500  -0.4362   0.06830   0.06314   0.0113   1.0000   0.4247
  -3.250  -0.4383   0.06610   0.06099   0.0175   1.0000   0.4703
  -3.000  -0.4412   0.06391   0.05890   0.0253   1.0000   0.5192
  -2.750  -0.4443   0.06167   0.05675   0.0333   1.0000   0.5697
  -2.500  -0.2486   0.04656   0.03895  -0.0371   1.0000   0.2173
  -2.250  -0.2136   0.04318   0.03479  -0.0399   1.0000   0.1985
  -2.000  -0.1886   0.04092   0.03219  -0.0404   1.0000   0.1972
  -1.750  -0.1632   0.03900   0.02985  -0.0407   1.0000   0.1957
  -1.500  -0.1370   0.03768   0.02795  -0.0410   1.0000   0.1992
  -1.250  -0.1141   0.03632   0.02640  -0.0409   1.0000   0.2016
  -1.000  -0.0921   0.03546   0.02537  -0.0405   1.0000   0.2076
  -0.750  -0.0677   0.03488   0.02434  -0.0404   1.0000   0.2147
  -0.500  -0.0460   0.03420   0.02359  -0.0401   1.0000   0.2199
  -0.250  -0.0242   0.03387   0.02306  -0.0397   1.0000   0.2278
   0.000  -0.0027   0.03367   0.02280  -0.0393   1.0000   0.2406
   0.250   0.0220   0.03363   0.02261  -0.0395   1.0000   0.2536
   0.500   0.0465   0.03368   0.02261  -0.0398   1.0000   0.2709
   0.750   0.1014   0.03416   0.02337  -0.0454   0.9872   0.3363
   1.000   0.1723   0.03305   0.02366  -0.0529   0.9665   1.0000
   1.250   0.2278   0.03463   0.02482  -0.0588   0.9435   1.0000
   1.500   0.2745   0.03579   0.02571  -0.0629   0.9190   1.0000
   1.750   0.3315   0.03697   0.02667  -0.0681   0.8949   1.0000
   2.000   0.3745   0.03766   0.02723  -0.0708   0.8687   1.0000
   2.250   0.4191   0.03824   0.02770  -0.0734   0.8432   1.0000
   2.500   0.4730   0.03855   0.02793  -0.0769   0.8203   1.0000
   2.750   0.5079   0.03880   0.02814  -0.0774   0.7947   1.0000
   3.000   0.5624   0.03850   0.02783  -0.0803   0.7745   1.0000
   3.250   0.5912   0.03849   0.02783  -0.0796   0.7488   1.0000
   3.500   0.6435   0.03758   0.02694  -0.0814   0.7298   1.0000
   3.750   0.6729   0.03715   0.02653  -0.0804   0.7049   1.0000
   4.000   0.7251   0.03556   0.02501  -0.0815   0.6870   1.0000
   4.250   0.7593   0.03461   0.02411  -0.0805   0.6643   1.0000
   4.500   0.8072   0.03283   0.02240  -0.0808   0.6454   1.0000
   4.750   0.8613   0.03072   0.02032  -0.0817   0.6274   1.0000
   5.000   0.8955   0.02998   0.01959  -0.0809   0.6034   1.0000
   5.250   0.9445   0.02870   0.01823  -0.0818   0.5823   1.0000
   5.500   0.9716   0.02901   0.01850  -0.0810   0.5596   1.0000
   5.750   1.0045   0.02922   0.01868  -0.0809   0.5404   1.0000
   6.000   1.0359   0.02968   0.01908  -0.0809   0.5234   1.0000
   6.250   1.0628   0.03050   0.01989  -0.0805   0.5085   1.0000
   6.500   1.0850   0.03165   0.02112  -0.0798   0.4957   1.0000
   6.750   1.1075   0.03295   0.02255  -0.0793   0.4855   1.0000
   7.000   1.1401   0.03385   0.02346  -0.0798   0.4765   1.0000
   7.250   1.1485   0.03584   0.02571  -0.0779   0.4678   1.0000
   7.500   1.1784   0.03696   0.02692  -0.0782   0.4607   1.0000
   7.750   1.1791   0.03947   0.02974  -0.0756   0.4539   1.0000
   8.000   1.1992   0.04120   0.03165  -0.0751   0.4487   1.0000
   8.250   1.2113   0.04352   0.03419  -0.0739   0.4446   1.0000
   8.500   1.1853   0.04801   0.03896  -0.0697   0.4407   1.0000
   8.750   1.1436   0.05392   0.04500  -0.0651   0.4369   1.0000
   9.000   1.1778   0.05480   0.04609  -0.0655   0.4320   1.0000
   9.250   1.2997   0.04456   0.03561  -0.0676   0.3815   1.0000
   9.500   1.3156   0.04453   0.03571  -0.0652   0.3636   1.0000
   9.750   1.3468   0.04252   0.03363  -0.0635   0.3374   1.0000
  10.000   1.3467   0.04239   0.03372  -0.0590   0.3180   1.0000
  10.250   1.3481   0.04114   0.03238  -0.0540   0.2922   1.0000
  10.500   1.3332   0.04154   0.03294  -0.0480   0.2737   1.0000
  10.750   1.3170   0.04225   0.03373  -0.0424   0.2554   1.0000
  11.000   1.3012   0.04334   0.03482  -0.0375   0.2351   1.0000
  11.250   1.2839   0.04538   0.03697  -0.0337   0.2134   1.0000
  11.500   1.2678   0.04785   0.03938  -0.0307   0.1889   1.0000
  11.750   1.2544   0.05086   0.04235  -0.0285   0.1634   1.0000
  12.000   1.2448   0.05407   0.04545  -0.0269   0.1433   1.0000
  12.250   1.2371   0.05738   0.04862  -0.0257   0.1306   1.0000
  12.500   1.2307   0.06081   0.05194  -0.0248   0.1217   1.0000
  12.750   1.2282   0.06407   0.05517  -0.0239   0.1150   1.0000
  13.000   1.2285   0.06721   0.05830  -0.0230   0.1095   1.0000
  13.250   1.2306   0.07027   0.06139  -0.0223   0.1042   1.0000
  13.500   1.2383   0.07287   0.06395  -0.0212   0.0992   1.0000
  13.750   1.2434   0.07608   0.06740  -0.0205   0.0955   1.0000
  14.000   1.2599   0.07841   0.06985  -0.0192   0.0922   1.0000
  14.250   1.2901   0.08058   0.07206  -0.0175   0.0889   1.0000
  14.500   1.2799   0.08550   0.07733  -0.0179   0.0884   1.0000
  14.750   1.2652   0.09106   0.08320  -0.0189   0.0883   1.0000
  15.000   1.2474   0.09727   0.08969  -0.0206   0.0884   1.0000
  15.250   1.2254   0.10438   0.09706  -0.0234   0.0888   1.0000
  15.500   1.2022   0.11228   0.10517  -0.0270   0.0893   1.0000
  16.250   0.9837   0.18560   0.17835  -0.0740   0.1210   1.0000
  16.500   0.9860   0.19144   0.18418  -0.0765   0.1225   1.0000
  16.750   0.9926   0.19665   0.18940  -0.0782   0.1238   1.0000
  17.000   0.7556   0.19998   0.19364  -0.0746   0.2043   1.0000
  17.250   0.7517   0.20283   0.19651  -0.0766   0.2040   1.0000
<< Back to GOE 477 AIRFOIL (goe477-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 477 AIRFOIL (goe477-il)