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

GOE 496 AIRFOIL (goe496-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 496 AIRFOIL (goe496-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 37.43 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe496-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe496-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 496 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  -0.3196   0.13736   0.12972  -0.0333   1.0000   0.1596
 -11.000  -0.3232   0.13636   0.12879  -0.0341   1.0000   0.1648
 -10.750  -0.3404   0.13803   0.13059  -0.0356   1.0000   0.1664
 -10.500  -0.3115   0.12954   0.12204  -0.0339   1.0000   0.1715
 -10.250  -0.3072   0.12695   0.11948  -0.0337   1.0000   0.1767
 -10.000  -0.3170   0.12676   0.11940  -0.0344   1.0000   0.1811
  -9.750  -0.3214   0.12480   0.11754  -0.0346   1.0000   0.1831
  -9.500  -0.3005   0.11928   0.11198  -0.0330   1.0000   0.1896
  -9.250  -0.3067   0.11831   0.11111  -0.0329   1.0000   0.1958
  -9.000  -0.3311   0.12000   0.11298  -0.0331   1.0000   0.1977
  -8.750  -0.2980   0.11240   0.10531  -0.0311   1.0000   0.2063
  -8.500  -0.3116   0.11227   0.10531  -0.0305   1.0000   0.2120
  -8.250  -0.3159   0.10999   0.10313  -0.0295   1.0000   0.2150
  -8.000  -0.3027   0.10619   0.09934  -0.0278   1.0000   0.2221
  -7.750  -0.3212   0.10636   0.09966  -0.0261   1.0000   0.2275
  -7.500  -0.3563   0.10825   0.10179  -0.0231   1.0000   0.2289
  -7.250  -0.3181   0.10106   0.09450  -0.0222   1.0000   0.2380
  -7.000  -0.3427   0.10155   0.09515  -0.0191   1.0000   0.2430
  -6.750  -0.3791   0.10315   0.09696  -0.0164   1.0000   0.2446
  -6.500  -0.3502   0.09745   0.09121  -0.0138   1.0000   0.2559
  -6.250  -0.3826   0.09850   0.09245  -0.0119   1.0000   0.2600
  -6.000  -0.3696   0.09444   0.08840  -0.0087   1.0000   0.2675
  -5.750  -0.3897   0.09432   0.08842  -0.0079   1.0000   0.2754
  -5.500  -0.3876   0.09131   0.08545  -0.0054   1.0000   0.2810
  -5.250  -0.3974   0.09030   0.08453  -0.0051   1.0000   0.2912
  -5.000  -0.3964   0.08743   0.08171  -0.0029   1.0000   0.2971
  -4.750  -0.4049   0.08648   0.08083  -0.0059   1.0000   0.3093
  -4.500  -0.3982   0.08317   0.07754  -0.0008   1.0000   0.3156
  -4.250  -0.3993   0.08110   0.07552  -0.0018   1.0000   0.3277
  -4.000  -0.3967   0.07904   0.07348  -0.0026   1.0000   0.3424
  -3.750  -0.3920   0.07686   0.07132  -0.0025   1.0000   0.3582
  -3.500  -0.3871   0.07452   0.06902  -0.0011   1.0000   0.3746
  -3.250  -0.3815   0.07214   0.06667   0.0002   1.0000   0.3914
  -3.000  -0.1920   0.04559   0.03790  -0.0699   1.0000   0.1814
  -2.750  -0.1530   0.04175   0.03346  -0.0755   1.0000   0.1819
  -2.500  -0.1216   0.03910   0.03042  -0.0785   1.0000   0.1833
  -2.250  -0.0961   0.03755   0.02870  -0.0796   1.0000   0.1874
  -2.000  -0.0639   0.03589   0.02644  -0.0821   1.0000   0.1980
  -1.750  -0.0426   0.03523   0.02581  -0.0822   1.0000   0.2086
  -1.500  -0.0173   0.03437   0.02473  -0.0829   1.0000   0.2224
  -1.250   0.0068   0.03390   0.02411  -0.0834   1.0000   0.2469
  -1.000   0.0314   0.03370   0.02389  -0.0838   0.9991   0.2790
  -0.750   0.0736   0.03412   0.02436  -0.0872   0.9894   0.3281
  -0.500   0.1112   0.03484   0.02523  -0.0897   0.9798   0.3783
  -0.250   0.1556   0.03528   0.02555  -0.0934   0.9705   0.4215
   0.000   0.1900   0.03539   0.02564  -0.0954   0.9606   0.4603
   0.250   0.2265   0.03548   0.02584  -0.0975   0.9512   0.5275
   0.500   0.2661   0.03549   0.02620  -0.0997   0.9427   0.6282
   0.750   0.2862   0.03481   0.02624  -0.0983   0.9337   0.7725
   1.000   0.3231   0.03531   0.02643  -0.1019   0.9225   1.0000
   1.250   0.3647   0.03646   0.02718  -0.1056   0.9130   1.0000
   1.500   0.3889   0.03742   0.02792  -0.1063   0.9023   1.0000
   1.750   0.4200   0.03851   0.02881  -0.1080   0.8925   1.0000
   2.000   0.4573   0.03962   0.02975  -0.1105   0.8827   1.0000
   2.250   0.4772   0.04067   0.03070  -0.1105   0.8720   1.0000
   2.500   0.5060   0.04178   0.03171  -0.1117   0.8615   1.0000
   2.750   0.5461   0.04286   0.03270  -0.1143   0.8514   1.0000
   3.000   0.5640   0.04397   0.03378  -0.1139   0.8393   1.0000
   3.250   0.5887   0.04508   0.03485  -0.1143   0.8269   1.0000
   3.500   0.6189   0.04605   0.03580  -0.1152   0.8131   1.0000
   3.750   0.6517   0.04683   0.03659  -0.1161   0.7972   1.0000
   4.000   0.6853   0.04747   0.03724  -0.1168   0.7806   1.0000
   4.250   0.7190   0.04804   0.03785  -0.1175   0.7642   1.0000
   4.500   0.7513   0.04861   0.03848  -0.1178   0.7481   1.0000
   4.750   0.7827   0.04918   0.03912  -0.1181   0.7323   1.0000
   5.000   0.8148   0.04965   0.03967  -0.1182   0.7163   1.0000
   5.250   0.8474   0.05000   0.04014  -0.1182   0.7001   1.0000
   5.500   0.8834   0.05002   0.04028  -0.1182   0.6835   1.0000
   5.750   0.9221   0.04971   0.04014  -0.1181   0.6670   1.0000
   6.000   0.9649   0.04891   0.03951  -0.1180   0.6506   1.0000
   6.250   1.0138   0.04738   0.03818  -0.1179   0.6345   1.0000
   6.500   1.0702   0.04529   0.03635  -0.1183   0.6183   1.0000
   6.750   1.0907   0.04561   0.03682  -0.1162   0.5970   1.0000
   7.000   1.1341   0.04426   0.03569  -0.1155   0.5777   1.0000
   7.250   1.1941   0.04169   0.03332  -0.1159   0.5587   1.0000
   7.500   1.2426   0.04017   0.03194  -0.1159   0.5380   1.0000
   7.750   1.2630   0.04072   0.03267  -0.1138   0.5158   1.0000
   8.000   1.3179   0.03877   0.03074  -0.1142   0.4930   1.0000
   8.250   1.3308   0.03941   0.03153  -0.1112   0.4687   1.0000
   8.500   1.3605   0.03827   0.03038  -0.1091   0.4396   1.0000
   8.750   1.3833   0.03762   0.02968  -0.1065   0.4102   1.0000
   9.000   1.4003   0.03744   0.02945  -0.1035   0.3805   1.0000
   9.250   1.4109   0.03769   0.02960  -0.0999   0.3492   1.0000
   9.500   1.4153   0.03833   0.03012  -0.0958   0.3149   1.0000
   9.750   1.4144   0.03959   0.03106  -0.0912   0.2763   1.0000
  10.000   1.4102   0.04166   0.03264  -0.0866   0.2340   1.0000
  10.250   1.4018   0.04419   0.03500  -0.0819   0.2010   1.0000
  10.500   1.4013   0.04661   0.03712  -0.0784   0.1740   1.0000
  10.750   1.4003   0.04916   0.03978  -0.0751   0.1554   1.0000
  11.000   1.4073   0.05171   0.04233  -0.0728   0.1399   1.0000
  11.250   1.4212   0.05447   0.04510  -0.0713   0.1275   1.0000
  11.500   1.4389   0.05727   0.04788  -0.0703   0.1173   1.0000
  11.750   1.4452   0.06066   0.05164  -0.0683   0.1116   1.0000
  12.000   1.4687   0.06434   0.05531  -0.0681   0.1054   1.0000
  12.250   1.4569   0.06809   0.05953  -0.0652   0.1036   1.0000
  12.500   1.4434   0.07214   0.06397  -0.0628   0.1019   1.0000
  12.750   1.4276   0.07653   0.06870  -0.0609   0.1007   1.0000
  13.000   1.4077   0.08145   0.07395  -0.0597   0.1001   1.0000
  13.250   1.3815   0.08720   0.08002  -0.0594   0.1004   1.0000
  13.500   1.3496   0.09404   0.08717  -0.0604   0.1015   1.0000
  13.750   1.3159   0.10189   0.09527  -0.0628   0.1029   1.0000
  14.000   1.2838   0.11054   0.10411  -0.0664   0.1044   1.0000
  14.250   1.2555   0.11968   0.11337  -0.0708   0.1056   1.0000
  14.500   1.0827   0.17065   0.16408  -0.1084   0.1404   1.0000
  14.750   1.0791   0.17810   0.17152  -0.1121   0.1425   1.0000
  15.000   1.0672   0.18852   0.18188  -0.1188   0.1556   1.0000
  15.250   1.0835   0.19444   0.18789  -0.1191   0.1607   1.0000
  15.500   0.8262   0.19774   0.19202  -0.1161   0.2375   1.0000
  15.750   0.8371   0.20316   0.19748  -0.1168   0.2333   1.0000
<< Back to GOE 496 AIRFOIL (goe496-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 496 AIRFOIL (goe496-il)