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

GOE 797 AIRFOIL (goe797-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 797 AIRFOIL (goe797-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.25 at α=5.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe797-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe797-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 797 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.000  -0.3744   0.12665   0.12030  -0.0139   1.0000   0.2631
  -7.750  -0.3912   0.12587   0.11960  -0.0120   1.0000   0.2701
  -7.500  -0.4472   0.12768   0.12157  -0.0095   1.0000   0.2735
  -7.250  -0.4070   0.12182   0.11568  -0.0083   1.0000   0.2795
  -7.000  -0.4152   0.12037   0.11428  -0.0062   1.0000   0.2876
  -6.750  -0.4713   0.12145   0.11551  -0.0028   1.0000   0.2922
  -6.500  -0.4338   0.11647   0.11050  -0.0019   1.0000   0.3008
  -6.250  -0.4619   0.11581   0.10993   0.0012   1.0000   0.3093
  -6.000  -0.5076   0.11485   0.10910   0.0034   1.0000   0.3132
  -5.750  -0.4768   0.11154   0.10577   0.0063   1.0000   0.3261
  -5.500  -0.5092   0.10966   0.10398   0.0079   1.0000   0.3338
  -5.250  -0.5006   0.10740   0.10173   0.0107   1.0000   0.3464
  -5.000  -0.5080   0.10473   0.09911   0.0126   1.0000   0.3565
  -4.750  -0.5289   0.10263   0.09707   0.0131   1.0000   0.3720
  -4.500  -0.5189   0.10029   0.09474   0.0164   1.0000   0.3853
  -4.250  -0.5184   0.09773   0.09223   0.0190   1.0000   0.3999
  -4.000  -0.5204   0.09549   0.09002   0.0216   1.0000   0.4197
  -3.750  -0.5344   0.09357   0.08814   0.0231   1.0000   0.4494
  -3.500  -0.4643   0.06896   0.06187  -0.0294   1.0000   0.2370
  -3.250  -0.4329   0.06266   0.05483  -0.0357   1.0000   0.2179
  -3.000  -0.4102   0.05975   0.05157  -0.0375   1.0000   0.2168
  -2.750  -0.3867   0.05711   0.04856  -0.0392   1.0000   0.2167
  -2.500  -0.3667   0.05525   0.04661  -0.0398   1.0000   0.2204
  -2.250  -0.3458   0.05395   0.04516  -0.0403   1.0000   0.2248
  -2.000  -0.3217   0.05254   0.04341  -0.0415   1.0000   0.2293
  -1.750  -0.2945   0.05140   0.04164  -0.0432   1.0000   0.2358
  -1.500  -0.2749   0.05060   0.04095  -0.0432   1.0000   0.2422
  -1.250  -0.2514   0.05014   0.04021  -0.0439   1.0000   0.2513
  -1.000  -0.2288   0.04969   0.03962  -0.0445   1.0000   0.2598
  -0.750  -0.2063   0.04962   0.03935  -0.0450   1.0000   0.2709
  -0.500  -0.1847   0.04955   0.03925  -0.0454   1.0000   0.2817
  -0.250  -0.1623   0.04974   0.03924  -0.0460   1.0000   0.2948
   0.000  -0.1414   0.05004   0.03953  -0.0463   1.0000   0.3085
   0.250  -0.1205   0.05043   0.03994  -0.0467   1.0000   0.3231
   0.500  -0.0997   0.05098   0.04048  -0.0470   1.0000   0.3392
   0.750  -0.0573   0.05262   0.04206  -0.0511   0.9939   0.3656
   1.000  -0.0029   0.05470   0.04423  -0.0574   0.9791   0.4039
   1.250   0.1829   0.05306   0.04413  -0.0768   0.8522   1.0000
   1.500   0.2057   0.05393   0.04467  -0.0768   0.8371   1.0000
   1.750   0.2306   0.05494   0.04544  -0.0772   0.8222   1.0000
   2.000   0.2580   0.05602   0.04630  -0.0779   0.8073   1.0000
   2.250   0.2878   0.05710   0.04719  -0.0789   0.7926   1.0000
   2.500   0.3233   0.05818   0.04808  -0.0805   0.7789   1.0000
   2.750   0.3572   0.05918   0.04893  -0.0818   0.7654   1.0000
   3.000   0.3710   0.06039   0.05006  -0.0809   0.7506   1.0000
   3.250   0.3888   0.06173   0.05131  -0.0804   0.7370   1.0000
   3.500   0.4206   0.06289   0.05236  -0.0815   0.7252   1.0000
   3.750   0.4450   0.06411   0.05350  -0.0817   0.7130   1.0000
   4.000   0.4524   0.06584   0.05519  -0.0804   0.7000   1.0000
   4.250   0.4854   0.06699   0.05625  -0.0815   0.6900   1.0000
   4.500   0.4887   0.06912   0.05837  -0.0802   0.6798   1.0000
   4.750   0.5103   0.07075   0.05995  -0.0803   0.6707   1.0000
   5.000   0.5189   0.07278   0.06195  -0.0796   0.6615   1.0000
   5.250   0.5404   0.07449   0.06362  -0.0798   0.6534   1.0000
   5.500   0.5354   0.07744   0.06658  -0.0785   0.6481   1.0000
   5.750   0.5531   0.07951   0.06864  -0.0787   0.6425   1.0000
   6.000   0.5698   0.08164   0.07075  -0.0788   0.6361   1.0000
   6.250   0.5642   0.08480   0.07393  -0.0778   0.6336   1.0000
   6.500   0.5675   0.08803   0.07718  -0.0777   0.6346   1.0000
   6.750   0.5749   0.09123   0.08040  -0.0780   0.6363   1.0000
   7.000   0.5911   0.09449   0.08369  -0.0791   0.6383   1.0000
   7.250   0.5339   0.10365   0.09302  -0.0802   0.7107   1.0000
   7.500   0.5175   0.10429   0.09369  -0.0770   0.7029   1.0000
   7.750   0.5531   0.10765   0.09705  -0.0794   0.6934   1.0000
   8.000   0.5444   0.10890   0.09833  -0.0772   0.6848   1.0000
   8.250   0.5903   0.11312   0.10254  -0.0804   0.6743   1.0000
   8.500   0.5732   0.11348   0.10295  -0.0774   0.6632   1.0000
   8.750   0.6011   0.11706   0.10656  -0.0790   0.6551   1.0000
   9.000   0.6100   0.11870   0.10824  -0.0784   0.6413   1.0000
   9.250   0.6104   0.12091   0.11048  -0.0776   0.6321   1.0000
   9.500   0.6478   0.12487   0.11449  -0.0798   0.6206   1.0000
   9.750   0.6410   0.12600   0.11567  -0.0782   0.6076   1.0000
  10.000   0.6472   0.12883   0.11854  -0.0782   0.5986   1.0000
  10.250   0.6813   0.13270   0.12246  -0.0798   0.5858   1.0000
  10.500   0.6723   0.13402   0.12383  -0.0786   0.5734   1.0000
  10.750   0.6811   0.13728   0.12714  -0.0790   0.5654   1.0000
  11.000   0.7165   0.14131   0.13123  -0.0804   0.5518   1.0000
  11.250   0.6966   0.14244   0.13240  -0.0792   0.5422   1.0000
  11.500   0.7257   0.14690   0.13692  -0.0806   0.5342   1.0000
<< Back to GOE 797 AIRFOIL (goe797-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 797 AIRFOIL (goe797-il)