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

GOE 478 AIRFOIL (goe478-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 478 AIRFOIL (goe478-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.71 at α=12.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe478-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe478-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 478 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.2775   0.12089   0.11378  -0.0308   1.0000   0.2142
  -9.000  -0.3005   0.12137   0.11441  -0.0288   1.0000   0.2188
  -8.750  -0.3399   0.12357   0.11679  -0.0264   1.0000   0.2204
  -8.500  -0.3152   0.11769   0.11092  -0.0243   1.0000   0.2238
  -8.250  -0.3113   0.11539   0.10867  -0.0218   1.0000   0.2290
  -8.000  -0.3262   0.11477   0.10815  -0.0195   1.0000   0.2347
  -7.750  -0.3639   0.11610   0.10963  -0.0172   1.0000   0.2379
  -7.500  -0.3579   0.11242   0.10600  -0.0153   1.0000   0.2417
  -7.250  -0.3487   0.10978   0.10340  -0.0130   1.0000   0.2487
  -7.000  -0.3751   0.10974   0.10346  -0.0107   1.0000   0.2549
  -6.750  -0.4215   0.11089   0.10476  -0.0076   1.0000   0.2568
  -6.500  -0.3804   0.10509   0.09894  -0.0063   1.0000   0.2659
  -6.250  -0.4027   0.10442   0.09837  -0.0036   1.0000   0.2724
  -6.000  -0.4595   0.10550   0.09959  -0.0024   1.0000   0.2760
  -5.750  -0.4210   0.10040   0.09450   0.0014   1.0000   0.2847
  -5.500  -0.4512   0.09976   0.09396   0.0027   1.0000   0.2936
  -5.250  -0.4512   0.09670   0.09097   0.0049   1.0000   0.2998
  -5.000  -0.4565   0.09486   0.08917   0.0067   1.0000   0.3110
  -4.750  -0.4632   0.09225   0.08664   0.0083   1.0000   0.3197
  -4.500  -0.4815   0.09070   0.08513   0.0078   1.0000   0.3353
  -4.250  -0.4678   0.08782   0.08232   0.0124   1.0000   0.3434
  -4.000  -0.4746   0.08558   0.08015   0.0138   1.0000   0.3591
  -3.750  -0.4793   0.08353   0.07814   0.0155   1.0000   0.3771
  -3.500  -0.4811   0.08150   0.07618   0.0180   1.0000   0.3966
  -3.250  -0.4810   0.07953   0.07429   0.0215   1.0000   0.4177
  -3.000  -0.4803   0.07780   0.07264   0.0256   1.0000   0.4417
  -2.750  -0.4762   0.07621   0.07112   0.0298   0.9977   0.4792
  -2.500  -0.3395   0.05843   0.05126  -0.0291   0.9836   0.2170
  -2.250  -0.2844   0.05293   0.04481  -0.0373   0.9716   0.1817
  -2.000  -0.2431   0.05061   0.04208  -0.0414   0.9586   0.1793
  -1.750  -0.2050   0.04880   0.03981  -0.0445   0.9459   0.1794
  -1.500  -0.1678   0.04729   0.03783  -0.0470   0.9332   0.1801
  -1.250  -0.1289   0.04625   0.03623  -0.0495   0.9214   0.1839
  -1.000  -0.0903   0.04548   0.03539  -0.0520   0.9097   0.1922
  -0.750  -0.0639   0.04493   0.03451  -0.0523   0.8972   0.2001
  -0.500  -0.0306   0.04449   0.03399  -0.0537   0.8860   0.2139
  -0.250   0.0070   0.04408   0.03340  -0.0557   0.8753   0.2353
   0.000   0.0300   0.04376   0.03304  -0.0553   0.8640   0.2591
   0.250   0.0834   0.04324   0.03272  -0.0595   0.8550   0.3208
   0.500   0.0986   0.04313   0.03283  -0.0583   0.8441   0.3709
   0.750   0.1807   0.04101   0.03283  -0.0668   0.8355   1.0000
   1.000   0.1927   0.04192   0.03334  -0.0652   0.8245   1.0000
   1.250   0.2238   0.04299   0.03404  -0.0663   0.8156   1.0000
   1.500   0.2382   0.04401   0.03484  -0.0653   0.8058   1.0000
   1.750   0.2667   0.04511   0.03570  -0.0660   0.7971   1.0000
   2.000   0.2784   0.04624   0.03668  -0.0647   0.7882   1.0000
   2.250   0.3119   0.04738   0.03762  -0.0661   0.7801   1.0000
   2.500   0.3151   0.04865   0.03880  -0.0639   0.7714   1.0000
   2.750   0.3569   0.04974   0.03973  -0.0661   0.7636   1.0000
   3.000   0.3511   0.05122   0.04115  -0.0631   0.7555   1.0000
   3.250   0.3810   0.05240   0.04221  -0.0640   0.7472   1.0000
   3.500   0.3892   0.05390   0.04364  -0.0626   0.7394   1.0000
   3.750   0.4058   0.05526   0.04494  -0.0621   0.7312   1.0000
   4.000   0.4279   0.05663   0.04624  -0.0621   0.7224   1.0000
   4.250   0.4363   0.05818   0.04775  -0.0610   0.7142   1.0000
   4.500   0.4647   0.05945   0.04896  -0.0615   0.7044   1.0000
   4.750   0.4716   0.06104   0.05053  -0.0602   0.6952   1.0000
   5.000   0.4950   0.06237   0.05182  -0.0601   0.6845   1.0000
   5.250   0.5165   0.06366   0.05309  -0.0600   0.6737   1.0000
   5.500   0.5244   0.06530   0.05472  -0.0587   0.6625   1.0000
   5.750   0.5586   0.06628   0.05569  -0.0593   0.6507   1.0000
   6.000   0.5712   0.06774   0.05716  -0.0584   0.6385   1.0000
   6.250   0.5790   0.06950   0.05893  -0.0572   0.6264   1.0000
   6.500   0.6023   0.07067   0.06011  -0.0569   0.6132   1.0000
   6.750   0.6372   0.07131   0.06077  -0.0571   0.6000   1.0000
   7.000   0.6569   0.07245   0.06194  -0.0564   0.5861   1.0000
   7.250   0.6595   0.07459   0.06410  -0.0550   0.5723   1.0000
   7.500   0.6727   0.07621   0.06576  -0.0541   0.5578   1.0000
   7.750   0.6906   0.07762   0.06721  -0.0533   0.5434   1.0000
   8.000   0.7157   0.07849   0.06813  -0.0526   0.5286   1.0000
   8.250   0.7632   0.07761   0.06732  -0.0520   0.5147   1.0000
   8.500   0.7650   0.08000   0.06976  -0.0508   0.4991   1.0000
   8.750   0.7593   0.08327   0.07306  -0.0497   0.4841   1.0000
   9.000   0.7657   0.08561   0.07545  -0.0488   0.4694   1.0000
   9.250   0.7848   0.08686   0.07676  -0.0477   0.4552   1.0000
   9.500   0.8396   0.08446   0.07446  -0.0461   0.4420   1.0000
   9.750   0.8221   0.08924   0.07927  -0.0456   0.4273   1.0000
  10.000   0.8048   0.09435   0.08441  -0.0455   0.4144   1.0000
  10.250   0.8173   0.09634   0.08646  -0.0447   0.4017   1.0000
  10.500   0.8601   0.09471   0.08493  -0.0427   0.3885   1.0000
  10.750   0.8290   0.10185   0.09208  -0.0438   0.3770   1.0000
  11.000   0.8252   0.10586   0.09613  -0.0439   0.3658   1.0000
  11.250   0.8509   0.10613   0.09647  -0.0423   0.3528   1.0000
  11.500   0.8966   0.10313   0.09358  -0.0393   0.3386   1.0000
  11.750   0.8345   0.11551   0.10592  -0.0435   0.3318   1.0000
  12.000   0.8545   0.11640   0.10687  -0.0423   0.3191   1.0000
  12.250   1.2115   0.06526   0.05598  -0.0222   0.2883   1.0000
  12.500   1.2542   0.06363   0.05428  -0.0209   0.2723   1.0000
  12.750   0.8725   0.12541   0.11604  -0.0420   0.2885   1.0000
  13.000   0.8414   0.13446   0.12510  -0.0457   0.2855   1.0000
<< Back to GOE 478 AIRFOIL (goe478-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 478 AIRFOIL (goe478-il)