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

GOE 798 AIRFOIL (goe798-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 798 AIRFOIL (goe798-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 20.59 at α=6.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe798-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe798-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 798 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750   0.0026   0.12551   0.12001  -0.1073   0.9329   0.1433
 -10.500  -0.0319   0.12539   0.11994  -0.1086   0.9214   0.1478
 -10.250  -0.0104   0.12041   0.11493  -0.1119   0.9190   0.1495
 -10.000   0.0300   0.11635   0.11083  -0.1142   0.9175   0.1527
  -9.750   0.0482   0.11306   0.10751  -0.1181   0.9154   0.1588
  -9.500  -0.0267   0.11423   0.10879  -0.1193   0.9006   0.1626
  -9.250   0.0373   0.10841   0.10290  -0.1194   0.9005   0.1647
  -9.000   0.0695   0.10498   0.09943  -0.1216   0.8985   0.1686
  -8.750   0.0621   0.10416   0.09864  -0.1195   0.8897   0.1725
  -8.500  -0.0049   0.10313   0.09770  -0.1228   0.8801   0.1783
  -8.250   0.0648   0.09853   0.09302  -0.1227   0.8805   0.1815
  -8.000   0.0906   0.09568   0.09013  -0.1248   0.8785   0.1879
  -7.750   0.0536   0.09687   0.09142  -0.1181   0.8654   0.1907
  -7.500   0.0135   0.09372   0.08830  -0.1210   0.8599   0.1960
  -7.250  -0.1139   0.09920   0.09392  -0.1071   0.8417   0.1945
  -7.000   0.0054   0.09349   0.08817  -0.1096   0.8449   0.1992
  -6.750   0.0266   0.09069   0.08534  -0.1116   0.8426   0.2057
  -6.500  -0.0453   0.09415   0.08895  -0.0972   0.8294   0.2028
  -6.250  -0.0711   0.09299   0.08783  -0.0944   0.8243   0.2073
  -6.000  -0.1247   0.09374   0.08867  -0.0872   0.8157   0.2089
  -5.750  -0.2135   0.09209   0.08695  -0.0846   0.8068   0.2136
  -5.500  -0.1782   0.08949   0.08443  -0.0830   0.8050   0.2158
  -5.250  -0.1452   0.08734   0.08227  -0.0831   0.8031   0.2212
  -5.000  -0.2685   0.06554   0.05897  -0.0889   0.7955   0.1470
  -4.750  -0.2636   0.06313   0.05631  -0.0878   0.7921   0.1465
  -4.500  -0.2485   0.05977   0.05243  -0.0882   0.7891   0.1470
  -4.250  -0.2200   0.05733   0.04970  -0.0897   0.7861   0.1501
  -4.000  -0.1789   0.05622   0.04858  -0.0920   0.7835   0.1544
  -3.750  -0.1855   0.05633   0.04854  -0.0883   0.7782   0.1557
  -3.500  -0.1783   0.05581   0.04774  -0.0865   0.7740   0.1587
  -3.250  -0.1535   0.05445   0.04587  -0.0870   0.7698   0.1635
  -3.000  -0.1171   0.05379   0.04532  -0.0886   0.7662   0.1685
  -2.750  -0.0692   0.05264   0.04374  -0.0916   0.7637   0.1765
  -2.500  -0.0882   0.05400   0.04497  -0.0863   0.7561   0.1777
  -2.250  -0.0666   0.05360   0.04464  -0.0861   0.7507   0.1822
  -2.000  -0.0256   0.05305   0.04400  -0.0880   0.7465   0.1894
  -1.750  -0.0015   0.05310   0.04373  -0.0876   0.7395   0.1948
  -1.500   0.0150   0.05283   0.04355  -0.0866   0.7306   0.1992
  -1.250   0.0667   0.05177   0.04239  -0.0894   0.7259   0.2078
  -1.000   0.0722   0.05255   0.04303  -0.0868   0.7159   0.2114
  -0.750   0.1027   0.05205   0.04253  -0.0874   0.7095   0.2169
  -0.500   0.1494   0.05118   0.04161  -0.0895   0.7059   0.2242
  -0.250   0.1512   0.05231   0.04270  -0.0868   0.6960   0.2272
   0.000   0.1803   0.05223   0.04248  -0.0869   0.6895   0.2317
   0.250   0.2250   0.05117   0.04151  -0.0888   0.6862   0.2387
   0.500   0.2748   0.05014   0.04045  -0.0910   0.6841   0.2478
   0.750   0.2576   0.05224   0.04257  -0.0864   0.6696   0.2495
   1.000   0.3012   0.05127   0.04167  -0.0880   0.6664   0.2588
   1.250   0.3497   0.05012   0.04055  -0.0899   0.6644   0.2746
   1.500   0.3376   0.05198   0.04254  -0.0859   0.6493   0.2797
   1.750   0.3820   0.05077   0.04152  -0.0873   0.6466   0.3090
   2.000   0.4163   0.04981   0.04112  -0.0878   0.6422   0.3994
   2.250   0.4214   0.04960   0.04271  -0.0847   0.6297   1.0000
   2.500   0.4647   0.04888   0.04167  -0.0858   0.6271   1.0000
   2.750   0.5107   0.04793   0.04048  -0.0873   0.6255   1.0000
   3.000   0.5010   0.05004   0.04255  -0.0836   0.6095   1.0000
   3.250   0.5450   0.04900   0.04134  -0.0847   0.6075   1.0000
   3.500   0.5917   0.04772   0.03990  -0.0861   0.6062   1.0000
   3.750   0.5821   0.04993   0.04209  -0.0825   0.5898   1.0000
   4.000   0.6264   0.04868   0.04071  -0.0835   0.5883   1.0000
   4.250   0.6713   0.04731   0.03922  -0.0846   0.5872   1.0000
   4.500   0.6594   0.04996   0.04186  -0.0811   0.5707   1.0000
   4.750   0.7027   0.04860   0.04040  -0.0819   0.5695   1.0000
   5.000   0.7463   0.04710   0.03880  -0.0828   0.5686   1.0000
   5.250   0.6836   0.05436   0.04615  -0.0762   0.5394   1.0000
   5.500   0.7190   0.05352   0.04523  -0.0764   0.5363   1.0000
   5.750   0.7593   0.05218   0.04381  -0.0768   0.5348   1.0000
   6.000   0.7788   0.05275   0.04433  -0.0760   0.5288   1.0000
   6.250   0.8297   0.05026   0.04175  -0.0770   0.5302   1.0000
   6.500   0.8807   0.04788   0.03930  -0.0782   0.5310   1.0000
   6.750   0.9353   0.04542   0.03676  -0.0800   0.5316   1.0000
   9.500   0.7240   0.10407   0.09586  -0.0629   0.4319   1.0000
   9.750   0.7581   0.10319   0.09495  -0.0625   0.4274   1.0000
  10.000   0.8076   0.10041   0.09212  -0.0621   0.4250   1.0000
  10.250   0.7475   0.11117   0.10301  -0.0620   0.4157   1.0000
  10.500   0.7650   0.11240   0.10423  -0.0618   0.4108   1.0000
  10.750   0.8075   0.11053   0.10233  -0.0613   0.4077   1.0000
  11.000   0.7741   0.11788   0.10977  -0.0614   0.3986   1.0000
  11.250   0.7902   0.11916   0.11107  -0.0612   0.3928   1.0000
  11.500   0.8305   0.11749   0.10938  -0.0606   0.3897   1.0000
  11.750   0.8006   0.12431   0.11627  -0.0609   0.3786   1.0000
  12.000   0.8289   0.12393   0.11589  -0.0604   0.3736   1.0000
  12.250   0.8715   0.12172   0.11366  -0.0595   0.3711   1.0000
  12.500   0.8377   0.12918   0.12121  -0.0602   0.3576   1.0000
  12.750   0.8727   0.12786   0.11988  -0.0595   0.3543   1.0000
<< Back to GOE 798 AIRFOIL (goe798-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 798 AIRFOIL (goe798-il)