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

GOE 777 AIRFOIL (goe777-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 777 AIRFOIL (goe777-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 2.99 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe777-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe777-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 777 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.250  -0.0970   0.14357   0.13753  -0.0643   0.9172   0.2614
 -13.000  -0.0637   0.13854   0.13239  -0.0656   0.9026   0.2697
 -12.750  -0.0905   0.14054   0.13440  -0.0677   0.8947   0.2788
 -12.500  -0.0528   0.13367   0.12744  -0.0683   0.8822   0.2836
 -12.250  -0.0395   0.13114   0.12485  -0.0687   0.8726   0.2936
 -12.000  -0.0546   0.13059   0.12432  -0.0701   0.8664   0.3007
 -11.750  -0.0202   0.12584   0.11949  -0.0703   0.8564   0.3097
 -11.500  -0.0579   0.12837   0.12207  -0.0716   0.8522   0.3198
 -11.250  -0.0096   0.12119   0.11480  -0.0719   0.8445   0.3257
 -11.000  -0.0035   0.11955   0.11316  -0.0730   0.8387   0.3373
 -10.750  -0.0005   0.11702   0.11063  -0.0740   0.8338   0.3443
 -10.500   0.0194   0.11420   0.10775  -0.0742   0.8286   0.3556
 -10.250   0.0074   0.11307   0.10665  -0.0749   0.8251   0.3644
 -10.000   0.0370   0.10938   0.10294  -0.0762   0.8192   0.3721
  -9.250  -0.1733   0.07995   0.07357  -0.1064   0.8138   0.2062
  -9.000  -0.1963   0.07699   0.07055  -0.1055   0.8099   0.2020
  -8.750  -0.2234   0.07398   0.06746  -0.1041   0.8068   0.1986
  -8.500  -0.3435   0.07084   0.06376  -0.0961   0.8059   0.1880
  -8.250  -0.3547   0.06884   0.06156  -0.0936   0.8040   0.1876
  -8.000  -0.3834   0.06906   0.06174  -0.0878   0.8021   0.1872
  -7.750  -0.4152   0.06936   0.06200  -0.0812   0.8011   0.1867
  -7.500  -0.4366   0.06859   0.06108  -0.0764   0.8012   0.1863
  -7.250  -0.4492   0.06723   0.05946  -0.0729   0.8018   0.1864
  -7.000  -0.7419   0.08709   0.08155  -0.0202   1.0000   0.1871
  -6.750  -0.7398   0.08310   0.07744  -0.0197   1.0000   0.1850
  -6.500  -0.7397   0.07817   0.07222  -0.0198   1.0000   0.1818
  -6.250  -0.7383   0.07278   0.06634  -0.0203   1.0000   0.1790
  -6.000  -0.7309   0.06907   0.06220  -0.0204   1.0000   0.1792
  -5.750  -0.7202   0.06623   0.05899  -0.0202   1.0000   0.1805
  -5.500  -0.7074   0.06371   0.05606  -0.0201   1.0000   0.1821
  -5.250  -0.6929   0.06151   0.05343  -0.0200   1.0000   0.1841
  -5.000  -0.6759   0.05972   0.05107  -0.0201   0.9996   0.1874
  -4.750  -0.6367   0.05952   0.05079  -0.0239   0.9922   0.1932
  -4.500  -0.6007   0.05939   0.05037  -0.0269   0.9820   0.2004
  -4.250  -0.5662   0.05923   0.04990  -0.0297   0.9712   0.2077
  -4.000  -0.5308   0.05988   0.05048  -0.0324   0.9603   0.2173
  -3.750  -0.4881   0.06096   0.05143  -0.0363   0.9483   0.2284
  -3.500  -0.4585   0.06123   0.05147  -0.0378   0.9330   0.2396
  -3.250  -0.4314   0.06166   0.05204  -0.0389   0.9177   0.2511
  -3.000  -0.4014   0.06254   0.05289  -0.0403   0.9048   0.2647
  -2.500  -0.3404   0.06428   0.05473  -0.0431   0.8753   0.3025
  -2.250  -0.3163   0.06503   0.05567  -0.0434   0.8618   0.3287
  -2.000  -0.2757   0.06614   0.05735  -0.0461   0.8502   0.4053
  -1.750  -0.2729   0.06533   0.05799  -0.0414   0.8368   0.5637
  -1.500  -0.2534   0.06741   0.06063  -0.0364   0.8279   0.7323
  -1.250  -0.2570   0.06739   0.06076  -0.0300   0.8130   0.7905
  -1.000  -0.2229   0.07074   0.06413  -0.0280   0.8046   0.8751
  -0.750  -0.2002   0.07159   0.06492  -0.0279   0.7873   0.9266
  -0.500  -0.1200   0.07669   0.06973  -0.0393   0.7752   0.9764
  -0.250  -0.0395   0.08104   0.07374  -0.0515   0.7618   1.0000
   0.000  -0.0651   0.07963   0.07221  -0.0459   0.7509   1.0000
   0.250  -0.0586   0.07989   0.07223  -0.0443   0.7404   1.0000
   0.500  -0.0562   0.08074   0.07284  -0.0427   0.7327   1.0000
   0.750  -0.0457   0.08128   0.07316  -0.0419   0.7201   1.0000
   1.000  -0.0074   0.08487   0.07645  -0.0448   0.7151   1.0000
   1.250  -0.0230   0.08390   0.07537  -0.0410   0.7033   1.0000
   1.500   0.0059   0.08625   0.07748  -0.0424   0.6956   1.0000
   1.750   0.0518   0.09127   0.08222  -0.0462   0.6919   1.0000
   2.000   0.0262   0.08877   0.07969  -0.0411   0.6778   1.0000
   2.250   0.0600   0.09187   0.08257  -0.0431   0.6721   1.0000
   2.500   0.0757   0.09441   0.08495  -0.0434   0.6682   1.0000
   2.750   0.0705   0.09392   0.08438  -0.0409   0.6565   1.0000
   3.000   0.0997   0.09670   0.08698  -0.0423   0.6510   1.0000
   3.250   0.1421   0.10174   0.09184  -0.0454   0.6480   1.0000
   3.500   0.1136   0.09928   0.08935  -0.0407   0.6365   1.0000
   3.750   0.1395   0.10177   0.09170  -0.0417   0.6302   1.0000
   4.000   0.1769   0.10612   0.09589  -0.0440   0.6269   1.0000
   4.250   0.1585   0.10524   0.09498  -0.0409   0.6197   1.0000
   4.500   0.1725   0.10680   0.09645  -0.0408   0.6122   1.0000
   4.750   0.2000   0.10977   0.09930  -0.0420   0.6076   1.0000
   5.000   0.2388   0.11481   0.10421  -0.0444   0.6049   1.0000
   5.250   0.2115   0.11263   0.10202  -0.0407   0.5961   1.0000
   5.500   0.2294   0.11462   0.10394  -0.0410   0.5896   1.0000
   5.750   0.2570   0.11789   0.10711  -0.0422   0.5857   1.0000
   6.000   0.2930   0.12304   0.11216  -0.0444   0.5835   1.0000
   6.250   0.2653   0.12072   0.10984  -0.0411   0.5764   1.0000
   6.500   0.2795   0.12248   0.11155  -0.0411   0.5696   1.0000
   6.750   0.3050   0.12557   0.11456  -0.0421   0.5652   1.0000
   7.000   0.3399   0.13064   0.11956  -0.0441   0.5627   1.0000
   7.250   0.3215   0.12953   0.11844  -0.0420   0.5580   1.0000
   7.500   0.3280   0.13058   0.11947  -0.0416   0.5509   1.0000
   7.750   0.3483   0.13317   0.12200  -0.0423   0.5459   1.0000
   8.000   0.3779   0.13737   0.12616  -0.0437   0.5427   1.0000
   8.250   0.4017   0.14207   0.13081  -0.0450   0.5407   1.0000
   8.500   0.3773   0.13912   0.12788  -0.0427   0.5334   1.0000
   8.750   0.3918   0.14116   0.12989  -0.0430   0.5277   1.0000
   9.000   0.4152   0.14443   0.13314  -0.0439   0.5237   1.0000
   9.250   0.4482   0.15002   0.13870  -0.0457   0.5212   1.0000
   9.500   0.4329   0.14887   0.13756  -0.0445   0.5173   1.0000
   9.750   0.4370   0.14963   0.13831  -0.0444   0.5105   1.0000
<< Back to GOE 777 AIRFOIL (goe777-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 777 AIRFOIL (goe777-il)