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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 798 AIRFOIL (goe798-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.78 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe798-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe798-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.500  -0.3353   0.15903   0.15366  -0.0057   1.0000   0.2610
  -7.250  -0.3451   0.15785   0.15249  -0.0048   1.0000   0.2686
  -7.000  -0.4097   0.15915   0.15383  -0.0042   1.0000   0.2733
  -6.750  -0.3625   0.15374   0.14844  -0.0031   1.0000   0.2778
  -6.500  -0.3556   0.15179   0.14652  -0.0018   1.0000   0.2842
  -6.250  -0.3831   0.15089   0.14565  -0.0007   1.0000   0.2929
  -6.000  -0.4099   0.14862   0.14343   0.0004   1.0000   0.2967
  -5.750  -0.3785   0.14579   0.14061   0.0016   1.0000   0.3028
  -5.500  -0.3895   0.14426   0.13911   0.0031   1.0000   0.3125
  -5.250  -0.4815   0.14375   0.13868   0.0070   1.0000   0.3174
  -5.000  -0.3978   0.13973   0.13465   0.0059   1.0000   0.3267
  -4.750  -0.4346   0.13826   0.13323   0.0086   1.0000   0.3378
  -4.500  -0.4345   0.13523   0.13024   0.0099   1.0000   0.3442
  -4.250  -0.4237   0.13353   0.12855   0.0113   1.0000   0.3544
  -4.000  -0.4961   0.13056   0.12566   0.0156   0.9980   0.3641
  -3.750  -0.4365   0.12887   0.12392   0.0124   0.9920   0.3804
  -3.500  -0.5535   0.11664   0.11137   0.0241   1.0000   0.3934
  -3.250  -0.5678   0.11403   0.10879   0.0251   1.0000   0.4121
  -3.000  -0.5748   0.11197   0.10674   0.0264   1.0000   0.4336
  -2.750  -0.5586   0.10998   0.10481   0.0311   1.0000   0.4452
  -2.500  -0.5573   0.10810   0.10295   0.0319   0.9956   0.4814
  -2.250  -0.4571   0.08160   0.07438  -0.0297   0.9872   0.2504
  -2.000  -0.4223   0.07921   0.07177  -0.0343   0.9808   0.2469
  -1.750  -0.3934   0.07673   0.06895  -0.0379   0.9754   0.2441
  -1.500  -0.3559   0.07514   0.06691  -0.0428   0.9672   0.2459
  -1.250  -0.3251   0.07400   0.06532  -0.0460   0.9611   0.2486
  -1.000  -0.2877   0.07338   0.06421  -0.0500   0.9518   0.2537
  -0.750  -0.2656   0.07332   0.06420  -0.0508   0.9440   0.2594
  -0.500  -0.2268   0.07401   0.06459  -0.0545   0.9342   0.2674
  -0.250  -0.2042   0.07398   0.06410  -0.0555   0.9242   0.2734
   0.000  -0.1634   0.07542   0.06563  -0.0594   0.9156   0.2824
   0.250  -0.1494   0.07508   0.06516  -0.0588   0.9034   0.2884
   0.500  -0.1018   0.07760   0.06734  -0.0638   0.8960   0.2975
   0.750  -0.0901   0.07701   0.06678  -0.0627   0.8819   0.3028
   1.000  -0.0693   0.07797   0.06765  -0.0633   0.8719   0.3091
   1.250  -0.0270   0.08003   0.06945  -0.0671   0.8603   0.3188
   1.500  -0.0195   0.08005   0.06953  -0.0656   0.8477   0.3241
   1.750   0.0293   0.08332   0.07263  -0.0701   0.8397   0.3366
   2.000   0.0351   0.08294   0.07225  -0.0682   0.8248   0.3435
   2.250   0.0515   0.08424   0.07356  -0.0681   0.8150   0.3544
   2.500   0.0881   0.08619   0.07552  -0.0706   0.8039   0.3725
   2.750   0.0944   0.08704   0.07635  -0.0692   0.7945   0.3862
   3.000   0.1323   0.08897   0.07858  -0.0718   0.7846   0.4265
   3.250   0.1376   0.08952   0.07956  -0.0702   0.7757   0.4739
   3.500   0.1666   0.08934   0.08073  -0.0697   0.7657   1.0000
   3.750   0.1811   0.09163   0.08267  -0.0697   0.7607   1.0000
   4.000   0.1895   0.09261   0.08346  -0.0685   0.7497   1.0000
   4.250   0.2302   0.09641   0.08694  -0.0716   0.7440   1.0000
   4.500   0.2182   0.09656   0.08704  -0.0683   0.7360   1.0000
   4.750   0.2430   0.09878   0.08908  -0.0693   0.7274   1.0000
   5.000   0.2844   0.10327   0.09333  -0.0725   0.7234   1.0000
   5.250   0.2629   0.10255   0.09263  -0.0683   0.7164   1.0000
   5.500   0.2811   0.10454   0.09450  -0.0686   0.7092   1.0000
   5.750   0.3149   0.10813   0.09793  -0.0708   0.7047   1.0000
   6.000   0.3135   0.10944   0.09919  -0.0692   0.7005   1.0000
   6.250   0.3202   0.11046   0.10016  -0.0682   0.6911   1.0000
   6.500   0.3471   0.11341   0.10300  -0.0696   0.6861   1.0000
   6.750   0.3831   0.11814   0.10761  -0.0723   0.6835   1.0000
   7.000   0.3594   0.11692   0.10641  -0.0682   0.6769   1.0000
   7.250   0.3760   0.11889   0.10831  -0.0685   0.6695   1.0000
   7.500   0.4077   0.12261   0.11196  -0.0704   0.6651   1.0000
   7.750   0.4138   0.12475   0.11406  -0.0699   0.6619   1.0000
   8.000   0.4109   0.12505   0.11435  -0.0683   0.6535   1.0000
   8.250   0.4346   0.12783   0.11708  -0.0693   0.6475   1.0000
   8.500   0.4730   0.13319   0.12237  -0.0721   0.6442   1.0000
   8.750   0.4497   0.13155   0.12075  -0.0686   0.6363   1.0000
   9.000   0.4698   0.13399   0.12317  -0.0693   0.6290   1.0000
   9.250   0.5093   0.13952   0.12865  -0.0721   0.6249   1.0000
   9.500   0.4879   0.13795   0.12710  -0.0691   0.6161   1.0000
   9.750   0.5131   0.14096   0.13010  -0.0702   0.6085   1.0000
  10.000   0.5285   0.14427   0.13339  -0.0709   0.6042   1.0000
  10.250   0.5282   0.14455   0.13369  -0.0700   0.5933   1.0000
  10.500   0.5648   0.14960   0.13873  -0.0721   0.5875   1.0000
  10.750   0.5499   0.14907   0.13822  -0.0705   0.5787   1.0000
  11.000   0.5761   0.15246   0.14162  -0.0717   0.5705   1.0000
<< Back to GOE 798 AIRFOIL (goe798-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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