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

GOE 498 AIRFOIL (goe498-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 498 AIRFOIL (goe498-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.25 at α=7.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe498-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe498-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 498 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  -0.2777   0.12801   0.12115  -0.0210   1.0000   0.2661
  -9.000  -0.2983   0.12852   0.12177  -0.0191   1.0000   0.2723
  -8.750  -0.3435   0.13163   0.12505  -0.0169   1.0000   0.2745
  -8.500  -0.3101   0.12488   0.11829  -0.0154   1.0000   0.2787
  -8.250  -0.3077   0.12294   0.11640  -0.0133   1.0000   0.2838
  -8.000  -0.3222   0.12257   0.11611  -0.0114   1.0000   0.2903
  -7.750  -0.3699   0.12534   0.11905  -0.0090   1.0000   0.2939
  -7.500  -0.3469   0.12000   0.11372  -0.0078   1.0000   0.2977
  -7.250  -0.3391   0.11776   0.11150  -0.0059   1.0000   0.3049
  -7.000  -0.3641   0.11806   0.11191  -0.0037   1.0000   0.3119
  -6.750  -0.4170   0.12039   0.11439  -0.0005   1.0000   0.3142
  -6.500  -0.3714   0.11379   0.10776  -0.0002   1.0000   0.3205
  -6.250  -0.3758   0.11234   0.10636   0.0017   1.0000   0.3271
  -6.000  -0.4185   0.11348   0.10762   0.0051   1.0000   0.3335
  -5.750  -0.4571   0.11329   0.10756   0.0078   1.0000   0.3358
  -5.500  -0.4123   0.10798   0.10220   0.0082   1.0000   0.3427
  -5.250  -0.4276   0.10698   0.10126   0.0109   1.0000   0.3500
  -5.000  -0.4745   0.10719   0.10159   0.0099   0.9979   0.3565
  -4.750  -0.4081   0.10189   0.09617   0.0068   0.9859   0.3688
  -4.500  -0.4813   0.07359   0.06725  -0.0326   1.0000   0.2200
  -4.250  -0.4254   0.06481   0.05793  -0.0487   0.9876   0.2183
  -4.000  -0.3842   0.06181   0.05477  -0.0548   0.9761   0.2229
  -3.750  -0.3425   0.05920   0.05190  -0.0610   0.9658   0.2303
  -3.500  -0.2951   0.05390   0.04587  -0.0710   0.9568   0.2389
  -3.250  -0.2672   0.05375   0.04576  -0.0719   0.9475   0.2472
  -3.000  -0.2197   0.05208   0.04369  -0.0778   0.9376   0.2605
  -2.750  -0.1934   0.05075   0.04202  -0.0798   0.9290   0.2731
  -2.500  -0.1575   0.05085   0.04215  -0.0818   0.9195   0.2883
  -2.250  -0.1341   0.05042   0.04166  -0.0822   0.9105   0.3035
  -2.000  -0.0988   0.05045   0.04160  -0.0842   0.9006   0.3264
  -1.750  -0.0759   0.05041   0.04152  -0.0843   0.8916   0.3476
  -1.500  -0.0417   0.05059   0.04154  -0.0860   0.8813   0.3754
  -1.250  -0.0170   0.05084   0.04175  -0.0863   0.8717   0.3987
  -1.000   0.0099   0.05133   0.04228  -0.0864   0.8614   0.4215
  -0.750   0.0344   0.05194   0.04299  -0.0860   0.8514   0.4457
  -0.500   0.0546   0.05254   0.04365  -0.0851   0.8413   0.4690
  -0.250   0.0858   0.05304   0.04417  -0.0856   0.8311   0.4953
   0.000   0.1027   0.05342   0.04450  -0.0849   0.8210   0.5135
   0.250   0.1435   0.05382   0.04483  -0.0869   0.8109   0.5412
   0.500   0.1521   0.05428   0.04530  -0.0852   0.8006   0.5578
   0.750   0.1997   0.05470   0.04563  -0.0880   0.7910   0.5895
   1.000   0.2021   0.05542   0.04633  -0.0860   0.7807   0.6067
   1.250   0.2433   0.05584   0.04674  -0.0875   0.7714   0.6378
   1.500   0.2464   0.05672   0.04766  -0.0856   0.7620   0.6574
   1.750   0.2900   0.05707   0.04802  -0.0874   0.7526   0.6966
   2.000   0.2892   0.05812   0.04914  -0.0852   0.7432   0.7211
   2.250   0.3292   0.05825   0.04946  -0.0861   0.7350   0.7767
   2.500   0.3247   0.05932   0.05080  -0.0835   0.7272   0.8216
   2.750   0.3726   0.05999   0.05155  -0.0889   0.7171   1.0000
   3.000   0.3900   0.06203   0.05334  -0.0910   0.7083   1.0000
   3.250   0.4095   0.06402   0.05511  -0.0927   0.7019   1.0000
   3.500   0.4532   0.06554   0.05636  -0.0956   0.6938   1.0000
   3.750   0.4464   0.06800   0.05876  -0.0943   0.6895   1.0000
   4.000   0.4531   0.07027   0.06093  -0.0941   0.6855   1.0000
   4.250   0.4585   0.07292   0.06352  -0.0942   0.6864   1.0000
   4.500   0.4657   0.07575   0.06628  -0.0945   0.6897   1.0000
   4.750   0.4822   0.07870   0.06918  -0.0956   0.6932   1.0000
   5.000   0.4081   0.08430   0.07497  -0.0934   0.7758   1.0000
   5.250   0.4267   0.08697   0.07756  -0.0942   0.7703   1.0000
   5.500   0.4410   0.08847   0.07902  -0.0941   0.7576   1.0000
   5.750   0.4614   0.09135   0.08184  -0.0951   0.7512   1.0000
   6.000   0.4892   0.09367   0.08410  -0.0962   0.7355   1.0000
   6.250   0.4971   0.09490   0.08531  -0.0954   0.7193   1.0000
   6.500   0.5119   0.09682   0.08721  -0.0952   0.7030   1.0000
   6.750   0.5313   0.09916   0.08952  -0.0956   0.6883   1.0000
   7.000   0.5669   0.10242   0.09276  -0.0973   0.6740   1.0000
   7.250   0.5966   0.10491   0.09523  -0.0981   0.6553   1.0000
   7.500   0.5894   0.10599   0.09635  -0.0965   0.6409   1.0000
   7.750   0.7132   0.09834   0.08846  -0.0932   0.5395   1.0000
   8.000   0.7019   0.10182   0.09200  -0.0927   0.5301   1.0000
   8.250   0.7195   0.10366   0.09387  -0.0923   0.5155   1.0000
   8.500   0.7480   0.10484   0.09505  -0.0919   0.5005   1.0000
   8.750   0.7615   0.10706   0.09731  -0.0917   0.4883   1.0000
   9.000   0.7558   0.11111   0.10139  -0.0919   0.4795   1.0000
   9.250   0.7486   0.11568   0.10602  -0.0926   0.4759   1.0000
   9.500   0.7420   0.12073   0.11113  -0.0938   0.4779   1.0000
   9.750   0.7521   0.12567   0.11611  -0.0953   0.4834   1.0000
  10.000   0.7832   0.12697   0.11743  -0.0948   0.4662   1.0000
<< Back to GOE 498 AIRFOIL (goe498-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 498 AIRFOIL (goe498-il)