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

GOE 776 AIRFOIL (goe776-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 776 AIRFOIL (goe776-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.58 at α=3.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe776-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe776-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 776 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.2395   0.14546   0.13601  -0.0190   1.0000   0.4378
 -11.250  -0.2035   0.14022   0.13078  -0.0200   1.0000   0.4434
 -11.000  -0.1961   0.13858   0.12917  -0.0195   1.0000   0.4532
 -10.750  -0.2181   0.13866   0.12930  -0.0180   1.0000   0.4597
 -10.500  -0.1836   0.13404   0.12472  -0.0187   1.0000   0.4659
 -10.250  -0.1852   0.13328   0.12400  -0.0175   1.0000   0.4773
 -10.000  -0.1962   0.13194   0.12272  -0.0161   1.0000   0.4823
  -9.750  -0.1670   0.12834   0.11916  -0.0164   1.0000   0.4894
  -9.500  -0.1902   0.12934   0.12021  -0.0136   1.0000   0.5016
  -9.250  -0.1758   0.12576   0.11669  -0.0133   1.0000   0.5058
  -9.000  -0.1561   0.12338   0.11437  -0.0128   1.0000   0.5144
  -8.750  -0.2021   0.12572   0.11677  -0.0079   1.0000   0.5249
  -8.500  -0.1636   0.12080   0.11193  -0.0089   1.0000   0.5303
  -8.250  -0.1570   0.11960   0.11079  -0.0072   1.0000   0.5403
  -8.000  -0.2033   0.12119   0.11245  -0.0017   1.0000   0.5482
  -7.750  -0.1666   0.11741   0.10875  -0.0024   1.0000   0.5549
  -7.500  -0.1732   0.11719   0.10860   0.0006   1.0000   0.5658
  -7.250  -0.3069   0.10846   0.09978   0.0035   1.0000   0.4795
  -7.000  -0.3114   0.10642   0.09779   0.0053   1.0000   0.4775
  -6.750  -0.3269   0.10423   0.09564   0.0076   1.0000   0.4756
  -6.500  -0.3520   0.10178   0.09323   0.0103   1.0000   0.4753
  -6.250  -0.3844   0.09889   0.09037   0.0133   1.0000   0.4761
  -6.000  -0.4290   0.09501   0.08651   0.0168   1.0000   0.4778
  -5.750  -0.5096   0.08823   0.07973   0.0219   1.0000   0.4809
  -5.500  -0.4326   0.09340   0.08500   0.0212   1.0000   0.4894
  -5.250  -0.4518   0.09008   0.08167   0.0222   0.9971   0.4957
  -5.000  -0.4910   0.08322   0.07472   0.0217   0.9885   0.5049
  -4.750  -0.3890   0.08541   0.07688   0.0124   0.9760   0.5175
  -4.500  -0.4913   0.07622   0.06761   0.0187   0.9659   0.5265
  -4.250  -0.3359   0.08165   0.07305   0.0059   0.9507   0.5382
  -4.000  -0.4964   0.07026   0.06154   0.0187   0.9425   0.5492
  -3.750  -0.2837   0.07815   0.06948   0.0002   0.9258   0.5596
  -3.500  -0.4993   0.06593   0.05710   0.0214   0.9181   0.5719
  -3.250  -0.2277   0.07505   0.06631  -0.0052   0.9016   0.5816
  -3.000  -0.5033   0.06248   0.05356   0.0258   0.8927   0.5945
  -2.750  -0.1641   0.07238   0.06358  -0.0105   0.8777   0.6042
  -2.500  -0.2442   0.06968   0.06086   0.0011   0.8622   0.6131
  -2.250  -0.1887   0.06948   0.06065  -0.0034   0.8500   0.6239
  -2.000  -0.1647   0.06877   0.05992  -0.0040   0.8368   0.6352
  -1.750  -0.2209   0.06648   0.05760   0.0053   0.8255   0.6459
  -1.500  -0.0941   0.06767   0.05879  -0.0079   0.8123   0.6578
  -1.250  -0.2277   0.06452   0.05560   0.0118   0.8018   0.6688
  -1.000  -0.0291   0.06664   0.05774  -0.0107   0.7881   0.6807
  -0.750  -0.1999   0.06391   0.05497   0.0145   0.7782   0.6921
  -0.500   0.0344   0.06567   0.05676  -0.0131   0.7642   0.7038
  -0.250  -0.1607   0.06384   0.05490   0.0158   0.7548   0.7156
   0.000   0.0881   0.06495   0.05603  -0.0139   0.7406   0.7268
   0.250  -0.1104   0.06420   0.05525   0.0158   0.7319   0.7392
   0.500   0.1272   0.06474   0.05582  -0.0126   0.7171   0.7499
   0.750  -0.0424   0.06498   0.05604   0.0133   0.7089   0.7628
   1.000   0.1557   0.06500   0.05609  -0.0100   0.6938   0.7732
   1.250   0.0396   0.06585   0.05693   0.0087   0.6855   0.7866
   1.500   0.1586   0.06614   0.05725  -0.0043   0.6708   0.7965
   1.750   0.1364   0.06634   0.05743   0.0020   0.6624   0.8109
   2.000   0.1511   0.06807   0.05922   0.0021   0.6485   0.8206
   2.250   0.3780   0.06201   0.05305  -0.0222   0.6421   0.8382
   2.500   0.1638   0.07009   0.06127   0.0051   0.6267   0.8458
   2.750   0.4109   0.06329   0.05437  -0.0209   0.6190   0.8628
   3.000   0.1855   0.07235   0.06356   0.0064   0.6058   0.8724
   3.250   0.4310   0.06555   0.05670  -0.0189   0.5960   0.8880
   3.500   0.2158   0.07461   0.06585   0.0063   0.5861   0.9001
   3.750   0.3885   0.07081   0.06205  -0.0110   0.5733   0.9124
   4.000   0.2838   0.07735   0.06865  -0.0002   0.5635   0.9240
   4.250   0.3440   0.07724   0.06856  -0.0055   0.5522   0.9380
   4.500   0.3459   0.08044   0.07181  -0.0068   0.5416   0.9488
   4.750   0.3741   0.08187   0.07328  -0.0098   0.5308   0.9618
   5.000   0.4064   0.08364   0.07508  -0.0137   0.5204   0.9744
   5.250   0.4174   0.08696   0.07848  -0.0171   0.5096   0.9847
   5.500   0.4694   0.08801   0.07957  -0.0231   0.4984   0.9961
   5.750   0.4332   0.09300   0.08459  -0.0219   0.4921   1.0000
   6.000   0.4264   0.09405   0.08560  -0.0196   0.4864   1.0000
   6.250   0.4525   0.09290   0.08437  -0.0182   0.4792   1.0000
   6.500   0.3971   0.09756   0.08903  -0.0143   0.4774   1.0000
   6.750   0.3612   0.10071   0.09214  -0.0111   0.4764   1.0000
   7.000   0.3337   0.10325   0.09465  -0.0083   0.4763   1.0000
   7.250   0.3157   0.10549   0.09684  -0.0058   0.4777   1.0000
   7.500   0.3087   0.10754   0.09884  -0.0039   0.4796   1.0000
   7.750   0.1962   0.11819   0.10959  -0.0030   0.5699   1.0000
   8.000   0.1612   0.11681   0.10814   0.0023   0.5587   1.0000
   8.250   0.1794   0.11870   0.10996   0.0032   0.5506   1.0000
   8.500   0.1745   0.12048   0.11166   0.0054   0.5460   1.0000
   8.750   0.1559   0.11995   0.11106   0.0090   0.5336   1.0000
   9.000   0.1855   0.12325   0.11430   0.0088   0.5267   1.0000
   9.250   0.1591   0.12328   0.11426   0.0122   0.5197   1.0000
   9.500   0.1649   0.12450   0.11543   0.0136   0.5086   1.0000
   9.750   0.2065   0.12983   0.12070   0.0123   0.5032   1.0000
  10.000   0.1648   0.12783   0.11864   0.0161   0.4937   1.0000
  10.250   0.1827   0.13017   0.12093   0.0165   0.4846   1.0000
  10.500   0.2129   0.13531   0.12602   0.0157   0.4803   1.0000
  10.750   0.1799   0.13335   0.12402   0.0185   0.4694   1.0000
  11.000   0.2037   0.13648   0.12711   0.0184   0.4617   1.0000
  11.250   0.2159   0.14014   0.13072   0.0183   0.4576   1.0000
  11.500   0.1996   0.13947   0.13002   0.0197   0.4464   1.0000
  11.750   0.2259   0.14312   0.13365   0.0193   0.4396   1.0000
<< Back to GOE 776 AIRFOIL (goe776-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 776 AIRFOIL (goe776-il)