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

GOE 549 AIRFOIL (goe549-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 549 AIRFOIL (goe549-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.63 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe549-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe549-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 549 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.2506   0.11920   0.11271  -0.0377   1.0000   0.2167
  -9.500  -0.2390   0.11597   0.10954  -0.0362   1.0000   0.2247
  -9.250  -0.2668   0.11710   0.11088  -0.0356   1.0000   0.2300
  -9.000  -0.2452   0.11225   0.10605  -0.0334   1.0000   0.2378
  -8.750  -0.2667   0.11257   0.10656  -0.0310   1.0000   0.2446
  -8.500  -0.2766   0.11100   0.10513  -0.0282   1.0000   0.2490
  -8.250  -0.2796   0.10961   0.10385  -0.0247   1.0000   0.2564
  -8.000  -0.3139   0.11113   0.10558  -0.0207   1.0000   0.2607
  -7.750  -0.3503   0.11274   0.10739  -0.0168   1.0000   0.2617
  -7.500  -0.3353   0.10921   0.10389  -0.0139   1.0000   0.2699
  -7.250  -0.3625   0.10987   0.10469  -0.0107   1.0000   0.2756
  -7.000  -0.4033   0.11137   0.10636  -0.0075   1.0000   0.2778
  -6.500  -0.3769   0.10483   0.09985  -0.0075   0.9944   0.3004
  -5.750  -0.3400   0.09623   0.09127  -0.0142   0.9691   0.3495
  -5.500  -0.3277   0.09379   0.08882  -0.0155   0.9609   0.3721
  -5.250  -0.3399   0.09275   0.08785  -0.0151   0.9512   0.3919
  -5.000  -0.3004   0.08859   0.08363  -0.0162   0.9455   0.4198
  -4.750  -0.3225   0.08828   0.08340  -0.0141   0.9356   0.4412
  -4.500  -0.2797   0.08377   0.07883  -0.0155   0.9300   0.4647
  -4.250  -0.2830   0.08226   0.07736  -0.0127   0.9216   0.4848
  -4.000  -0.2646   0.05648   0.04946  -0.0697   0.9153   0.1661
  -3.750  -0.2435   0.05255   0.04456  -0.0714   0.9086   0.1523
  -3.500  -0.2123   0.04989   0.04162  -0.0732   0.9020   0.1503
  -3.250  -0.1863   0.04804   0.03927  -0.0741   0.8954   0.1506
  -3.000  -0.1587   0.04647   0.03724  -0.0749   0.8881   0.1510
  -2.750  -0.1253   0.04507   0.03537  -0.0762   0.8815   0.1511
  -2.500  -0.1036   0.04425   0.03417  -0.0757   0.8742   0.1521
  -2.250  -0.0640   0.04316   0.03295  -0.0778   0.8673   0.1563
  -2.000  -0.0498   0.04292   0.03262  -0.0763   0.8597   0.1627
  -1.750  -0.0062   0.04231   0.03187  -0.0788   0.8525   0.1737
  -1.500   0.0051   0.04232   0.03177  -0.0767   0.8446   0.1811
  -1.250   0.0483   0.04187   0.03138  -0.0790   0.8372   0.2037
  -1.000   0.0625   0.04181   0.03151  -0.0776   0.8291   0.2363
  -0.750   0.1215   0.03879   0.03142  -0.0797   0.8217   1.0000
  -0.500   0.1319   0.03972   0.03195  -0.0783   0.8132   1.0000
  -0.250   0.1764   0.04056   0.03226  -0.0813   0.8047   1.0000
   0.000   0.1782   0.04160   0.03308  -0.0788   0.7960   1.0000
   0.250   0.2151   0.04253   0.03363  -0.0807   0.7875   1.0000
   0.500   0.2233   0.04363   0.03452  -0.0791   0.7786   1.0000
   0.750   0.2515   0.04468   0.03531  -0.0799   0.7703   1.0000
   1.000   0.2673   0.04580   0.03624  -0.0792   0.7614   1.0000
   1.250   0.2870   0.04699   0.03723  -0.0790   0.7528   1.0000
   1.500   0.3116   0.04810   0.03815  -0.0793   0.7442   1.0000
   1.750   0.3224   0.04949   0.03941  -0.0782   0.7357   1.0000
   2.000   0.3581   0.05050   0.04022  -0.0796   0.7270   1.0000
   2.250   0.3567   0.05221   0.04186  -0.0775   0.7190   1.0000
   2.500   0.3956   0.05322   0.04270  -0.0791   0.7103   1.0000
   2.750   0.3889   0.05518   0.04461  -0.0768   0.7032   1.0000
   3.000   0.4250   0.05631   0.04560  -0.0781   0.6947   1.0000
   3.250   0.4184   0.05842   0.04767  -0.0760   0.6881   1.0000
   3.500   0.4550   0.05961   0.04874  -0.0772   0.6794   1.0000
   3.750   0.4459   0.06200   0.05112  -0.0753   0.6749   1.0000
   4.000   0.4613   0.06381   0.05286  -0.0751   0.6684   1.0000
   4.250   0.4780   0.06572   0.05472  -0.0751   0.6622   1.0000
   4.500   0.4781   0.06825   0.05723  -0.0743   0.6609   1.0000
   4.750   0.4818   0.07083   0.05979  -0.0740   0.6610   1.0000
   5.000   0.4950   0.07361   0.06255  -0.0747   0.6637   1.0000
   5.250   0.4105   0.07998   0.06912  -0.0729   0.7593   1.0000
   5.500   0.4179   0.08156   0.07067  -0.0721   0.7489   1.0000
   5.750   0.4516   0.08499   0.07404  -0.0744   0.7413   1.0000
   6.000   0.4562   0.08606   0.07511  -0.0731   0.7290   1.0000
   6.250   0.4651   0.08787   0.07690  -0.0725   0.7185   1.0000
   6.500   0.4998   0.09142   0.08041  -0.0748   0.7106   1.0000
   6.750   0.5006   0.09243   0.08143  -0.0733   0.6987   1.0000
   7.000   0.5095   0.09446   0.08346  -0.0729   0.6894   1.0000
   7.250   0.5418   0.09782   0.08682  -0.0747   0.6806   1.0000
   7.500   0.5401   0.09895   0.08797  -0.0732   0.6693   1.0000
   7.750   0.5648   0.10236   0.09138  -0.0745   0.6638   1.0000
   8.000   0.5689   0.10375   0.09279  -0.0736   0.6524   1.0000
   8.250   0.5779   0.10615   0.09522  -0.0735   0.6449   1.0000
   8.500   0.5984   0.10878   0.09788  -0.0741   0.6354   1.0000
   8.750   0.6008   0.11089   0.10001  -0.0736   0.6285   1.0000
   9.000   0.6196   0.11356   0.10273  -0.0742   0.6201   1.0000
   9.250   0.6251   0.11595   0.10515  -0.0739   0.6135   1.0000
   9.500   0.6415   0.11845   0.10772  -0.0743   0.6043   1.0000
   9.750   0.6522   0.12142   0.11073  -0.0746   0.5993   1.0000
  10.000   0.6580   0.12327   0.11263  -0.0744   0.5901   1.0000
  10.250   0.6916   0.12809   0.11752  -0.0762   0.5855   1.0000
  10.500   0.6769   0.12830   0.11777  -0.0747   0.5756   1.0000
  10.750   0.7062   0.13259   0.12217  -0.0762   0.5702   1.0000
<< Back to GOE 549 AIRFOIL (goe549-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 549 AIRFOIL (goe549-il)