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

GOE 497 AIRFOIL (goe497-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 497 AIRFOIL (goe497-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 28.4 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe497-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe497-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 497 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  -0.2895   0.12121   0.11428  -0.0290   1.0000   0.2344
  -9.000  -0.3055   0.12123   0.11441  -0.0273   1.0000   0.2401
  -8.750  -0.3402   0.12347   0.11683  -0.0253   1.0000   0.2420
  -8.500  -0.3063   0.11646   0.10976  -0.0235   1.0000   0.2493
  -8.250  -0.3182   0.11583   0.10921  -0.0214   1.0000   0.2558
  -8.000  -0.3546   0.11788   0.11145  -0.0190   1.0000   0.2586
  -7.750  -0.3319   0.11228   0.10582  -0.0176   1.0000   0.2634
  -7.500  -0.3341   0.11052   0.10410  -0.0154   1.0000   0.2696
  -7.250  -0.3631   0.11137   0.10510  -0.0129   1.0000   0.2747
  -7.000  -0.4076   0.11353   0.10745  -0.0093   1.0000   0.2761
  -6.750  -0.3594   0.10608   0.09989  -0.0089   1.0000   0.2856
  -6.500  -0.3858   0.10634   0.10027  -0.0060   1.0000   0.2911
  -6.250  -0.4299   0.10791   0.10201  -0.0034   1.0000   0.2931
  -6.000  -0.3922   0.10197   0.09601  -0.0015   1.0000   0.3027
  -5.750  -0.4227   0.10225   0.09642   0.0010   1.0000   0.3090
  -5.500  -0.4273   0.09959   0.09382   0.0026   1.0000   0.3134
  -5.250  -0.4231   0.09713   0.09137   0.0048   1.0000   0.3208
  -5.000  -0.4475   0.09637   0.09072   0.0030   1.0000   0.3289
  -4.750  -0.4363   0.09293   0.08728   0.0067   1.0000   0.3340
  -4.500  -0.4498   0.09174   0.08614   0.0032   1.0000   0.3460
  -4.250  -0.4398   0.08841   0.08282   0.0083   1.0000   0.3524
  -4.000  -0.3718   0.06204   0.05540  -0.0478   1.0000   0.2085
  -3.750  -0.3472   0.05761   0.05079  -0.0518   1.0000   0.2068
  -3.500  -0.2980   0.04969   0.04207  -0.0646   1.0000   0.2091
  -3.250  -0.2844   0.04918   0.04170  -0.0626   1.0000   0.2140
  -3.000  -0.2420   0.04476   0.03650  -0.0703   1.0000   0.2251
  -2.750  -0.2260   0.04435   0.03624  -0.0690   1.0000   0.2325
  -2.500  -0.1980   0.04270   0.03427  -0.0714   1.0000   0.2459
  -2.250  -0.1705   0.04141   0.03265  -0.0733   1.0000   0.2607
  -2.000  -0.1473   0.04085   0.03191  -0.0741   1.0000   0.2769
  -1.750  -0.1258   0.04056   0.03152  -0.0743   1.0000   0.2937
  -1.500  -0.0705   0.04156   0.03254  -0.0797   0.9839   0.3225
  -1.250  -0.0239   0.04200   0.03288  -0.0839   0.9706   0.3511
  -1.000   0.0182   0.04223   0.03291  -0.0875   0.9576   0.3810
  -0.750   0.0518   0.04258   0.03332  -0.0891   0.9449   0.4064
  -0.500   0.0886   0.04286   0.03351  -0.0915   0.9323   0.4366
  -0.250   0.1261   0.04326   0.03386  -0.0938   0.9202   0.4695
   0.000   0.1648   0.04368   0.03426  -0.0962   0.9083   0.5038
   0.250   0.1917   0.04398   0.03451  -0.0969   0.8955   0.5351
   0.500   0.2211   0.04442   0.03494  -0.0979   0.8835   0.5686
   0.750   0.2576   0.04487   0.03543  -0.0996   0.8725   0.6071
   1.000   0.2863   0.04522   0.03584  -0.1003   0.8605   0.6447
   1.250   0.3086   0.04567   0.03639  -0.1003   0.8489   0.6836
   1.500   0.3426   0.04601   0.03693  -0.1015   0.8396   0.7405
   1.750   0.3584   0.04602   0.03738  -0.1000   0.8289   0.8250
   2.000   0.3921   0.04684   0.03805  -0.1038   0.8170   1.0000
   2.250   0.4444   0.04814   0.03894  -0.1092   0.8077   1.0000
   2.500   0.4545   0.04953   0.04016  -0.1086   0.7970   1.0000
   2.750   0.4828   0.05085   0.04129  -0.1099   0.7874   1.0000
   3.000   0.5082   0.05216   0.04246  -0.1107   0.7779   1.0000
   3.250   0.5244   0.05363   0.04383  -0.1104   0.7680   1.0000
   3.500   0.5695   0.05458   0.04465  -0.1129   0.7582   1.0000
   3.750   0.5791   0.05594   0.04596  -0.1117   0.7453   1.0000
   4.000   0.6013   0.05701   0.04698  -0.1115   0.7315   1.0000
   4.250   0.6274   0.05799   0.04791  -0.1116   0.7179   1.0000
   4.500   0.6595   0.05880   0.04869  -0.1121   0.7054   1.0000
   4.750   0.6957   0.05940   0.04927  -0.1130   0.6936   1.0000
   5.000   0.7037   0.06111   0.05099  -0.1117   0.6806   1.0000
   5.250   0.7208   0.06258   0.05246  -0.1111   0.6684   1.0000
   5.500   0.7534   0.06334   0.05325  -0.1115   0.6570   1.0000
   5.750   0.7790   0.06438   0.05432  -0.1114   0.6450   1.0000
   6.000   0.7864   0.06640   0.05638  -0.1103   0.6314   1.0000
   6.250   0.8015   0.06808   0.05811  -0.1096   0.6182   1.0000
   6.500   0.8270   0.06914   0.05922  -0.1093   0.6056   1.0000
   6.750   0.8630   0.06952   0.05967  -0.1095   0.5945   1.0000
   7.000   0.8610   0.07254   0.06275  -0.1083   0.5805   1.0000
   7.250   0.8661   0.07520   0.06546  -0.1075   0.5675   1.0000
   7.500   0.8851   0.07691   0.06723  -0.1070   0.5561   1.0000
   7.750   0.9125   0.07797   0.06838  -0.1068   0.5456   1.0000
   8.000   0.8941   0.08302   0.07347  -0.1061   0.5346   1.0000
   8.250   0.9160   0.08470   0.07524  -0.1059   0.5251   1.0000
   8.500   0.9168   0.08818   0.07879  -0.1056   0.5153   1.0000
   8.750   0.9157   0.09206   0.08273  -0.1055   0.5069   1.0000
   9.000   0.9602   0.09138   0.08218  -0.1047   0.4952   1.0000
   9.250   0.9306   0.09768   0.08851  -0.1048   0.4853   1.0000
   9.500   0.9431   0.09972   0.09064  -0.1040   0.4718   1.0000
   9.750   0.9621   0.10097   0.09200  -0.1030   0.4572   1.0000
  10.000   0.9837   0.10180   0.09294  -0.1018   0.4421   1.0000
  10.250   1.0072   0.10223   0.09350  -0.1003   0.4266   1.0000
  10.500   1.0325   0.10225   0.09367  -0.0986   0.4108   1.0000
  10.750   1.0557   0.10225   0.09380  -0.0967   0.3945   1.0000
  11.000   1.0778   0.10224   0.09394  -0.0947   0.3781   1.0000
  11.250   1.4568   0.05376   0.04583  -0.0845   0.3259   1.0000
  11.500   1.4951   0.05265   0.04449  -0.0834   0.2986   1.0000
  11.750   1.1051   0.10762   0.09966  -0.0910   0.3284   1.0000
  12.000   1.1155   0.10928   0.10142  -0.0897   0.3130   1.0000
  12.250   1.1463   0.10720   0.09950  -0.0867   0.2985   1.0000
  12.500   1.5369   0.06005   0.05177  -0.0754   0.2369   1.0000
  12.750   1.5049   0.06455   0.05662  -0.0715   0.2330   1.0000
  13.000   1.5250   0.06657   0.05863  -0.0706   0.2207   1.0000
  13.250   1.4859   0.07218   0.06456  -0.0677   0.2189   1.0000
  13.500   1.4364   0.07977   0.07246  -0.0663   0.2189   1.0000
  13.750   1.3683   0.09122   0.08415  -0.0676   0.2211   1.0000
<< Back to GOE 497 AIRFOIL (goe497-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 497 AIRFOIL (goe497-il)