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

GOE 484 AIRFOIL (goe484-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 484 AIRFOIL (goe484-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 44.97 at α=5.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe484-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe484-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 484 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  -0.3528   0.12041   0.11301  -0.0305   1.0000   0.1333
  -9.000  -0.3641   0.12095   0.11367  -0.0309   1.0000   0.1350
  -8.750  -0.3799   0.12201   0.11489  -0.0307   1.0000   0.1356
  -8.500  -0.3485   0.11256   0.10536  -0.0289   1.0000   0.1406
  -8.250  -0.3476   0.11035   0.10321  -0.0280   1.0000   0.1448
  -8.000  -0.3566   0.10972   0.10269  -0.0272   1.0000   0.1485
  -7.750  -0.3751   0.11045   0.10358  -0.0257   1.0000   0.1499
  -7.500  -0.3661   0.10572   0.09889  -0.0243   1.0000   0.1532
  -7.250  -0.3622   0.10282   0.09603  -0.0225   1.0000   0.1586
  -7.000  -0.3729   0.10199   0.09531  -0.0209   1.0000   0.1625
  -6.750  -0.3879   0.10251   0.09597  -0.0226   1.0000   0.1649
  -6.500  -0.3801   0.09775   0.09122  -0.0195   1.0000   0.1682
  -6.250  -0.3772   0.09503   0.08854  -0.0178   1.0000   0.1734
  -6.000  -0.3827   0.09422   0.08781  -0.0201   1.0000   0.1789
  -5.750  -0.3807   0.09113   0.08479  -0.0197   1.0000   0.1820
  -5.500  -0.3758   0.08804   0.08173  -0.0172   1.0000   0.1876
  -5.250  -0.3714   0.08683   0.08055  -0.0237   1.0000   0.1953
  -5.000  -0.3676   0.08292   0.07669  -0.0185   1.0000   0.1999
  -4.750  -0.3571   0.08089   0.07465  -0.0238   1.0000   0.2104
  -4.500  -0.3532   0.07765   0.07147  -0.0196   1.0000   0.2186
  -4.250  -0.3439   0.07485   0.06869  -0.0206   1.0000   0.2298
  -4.000  -0.3325   0.07214   0.06596  -0.0221   1.0000   0.2433
  -3.750  -0.3204   0.06941   0.06324  -0.0230   1.0000   0.2582
  -3.500  -0.3082   0.06673   0.06057  -0.0234   1.0000   0.2742
  -3.250  -0.2961   0.06415   0.05801  -0.0231   1.0000   0.2928
  -3.000  -0.2808   0.06166   0.05551  -0.0243   1.0000   0.3189
  -2.750  -0.2679   0.05936   0.05323  -0.0239   1.0000   0.3488
  -2.250  -0.2518   0.05500   0.04897  -0.0185   1.0000   0.4203
  -1.000   0.0413   0.03827   0.02961  -0.0740   1.0000   0.1956
  -0.750   0.0726   0.03636   0.02736  -0.0757   1.0000   0.1759
  -0.500   0.1025   0.03500   0.02559  -0.0771   1.0000   0.1689
  -0.250   0.1311   0.03426   0.02432  -0.0779   1.0000   0.1651
   0.000   0.1550   0.03340   0.02327  -0.0782   1.0000   0.1636
   0.250   0.1787   0.03282   0.02246  -0.0783   1.0000   0.1625
   0.500   0.2020   0.03246   0.02182  -0.0783   1.0000   0.1634
   0.750   0.2254   0.03226   0.02138  -0.0784   1.0000   0.1661
   1.000   0.2487   0.03216   0.02118  -0.0785   1.0000   0.1730
   1.250   0.2724   0.03225   0.02112  -0.0787   1.0000   0.1865
   1.500   0.2971   0.03234   0.02111  -0.0789   1.0000   0.2082
   1.750   0.3311   0.03178   0.02093  -0.0805   1.0000   0.2858
   2.000   0.3586   0.03055   0.02098  -0.0809   0.9969   1.0000
   2.250   0.3973   0.03197   0.02205  -0.0843   0.9866   1.0000
   2.500   0.4331   0.03331   0.02319  -0.0873   0.9760   1.0000
   2.750   0.4671   0.03462   0.02437  -0.0899   0.9655   1.0000
   3.000   0.5029   0.03595   0.02561  -0.0927   0.9546   1.0000
   3.250   0.5416   0.03729   0.02691  -0.0959   0.9429   1.0000
   3.500   0.5782   0.03844   0.02805  -0.0986   0.9284   1.0000
   3.750   0.6116   0.03943   0.02909  -0.1005   0.9119   1.0000
   4.000   0.6456   0.04038   0.03010  -0.1024   0.8950   1.0000
   4.250   0.6806   0.04130   0.03112  -0.1042   0.8782   1.0000
   4.500   0.7161   0.04217   0.03214  -0.1060   0.8615   1.0000
   4.750   0.7525   0.04298   0.03312  -0.1077   0.8449   1.0000
   5.000   0.7908   0.04368   0.03403  -0.1095   0.8281   1.0000
   5.250   0.8566   0.04204   0.03276  -0.1119   0.7929   1.0000
   5.500   1.0229   0.02804   0.01975  -0.1129   0.7057   1.0000
   5.750   1.0596   0.02356   0.01505  -0.1041   0.5670   1.0000
   6.000   1.0485   0.02540   0.01505  -0.0951   0.2951   1.0000
   6.250   1.0471   0.02846   0.01710  -0.0909   0.2075   1.0000
   6.500   1.0585   0.03048   0.01878  -0.0882   0.1778   1.0000
   6.750   1.0776   0.03224   0.02038  -0.0865   0.1611   1.0000
   7.000   1.1126   0.03404   0.02215  -0.0867   0.1492   1.0000
   7.250   1.1561   0.03619   0.02422  -0.0882   0.1374   1.0000
   7.500   1.2069   0.03927   0.02713  -0.0910   0.1297   1.0000
   7.750   1.2383   0.04183   0.03016  -0.0906   0.1258   1.0000
   8.000   1.2652   0.04462   0.03325  -0.0900   0.1209   1.0000
   8.250   1.2910   0.04801   0.03701  -0.0892   0.1195   1.0000
   8.500   1.3111   0.05164   0.04114  -0.0876   0.1191   1.0000
   8.750   1.3313   0.05578   0.04547  -0.0867   0.1169   1.0000
   9.000   1.3447   0.06032   0.05038  -0.0849   0.1162   1.0000
   9.250   1.3367   0.06347   0.05454  -0.0800   0.1196   1.0000
   9.500   1.3298   0.06834   0.06004  -0.0764   0.1234   1.0000
   9.750   1.3270   0.07347   0.06554  -0.0739   0.1269   1.0000
  10.000   1.3301   0.07877   0.07113  -0.0722   0.1309   1.0000
  10.250   1.2820   0.08324   0.07619  -0.0673   0.1350   1.0000
  10.500   1.2499   0.08807   0.08124  -0.0644   0.1379   1.0000
  10.750   1.2516   0.09447   0.08776  -0.0641   0.1446   1.0000
  11.000   1.1984   0.09991   0.09335  -0.0638   0.1455   1.0000
  11.250   1.1324   0.11005   0.10353  -0.0700   0.1480   1.0000
  11.500   1.0819   0.12708   0.12048  -0.0826   0.1689   1.0000
<< Back to GOE 484 AIRFOIL (goe484-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 484 AIRFOIL (goe484-il)