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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 798 AIRFOIL (goe798-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.38 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe798-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe798-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.000  -0.0825   0.14742   0.13960  -0.0858   0.9392   0.1490
 -11.750  -0.0840   0.14502   0.13717  -0.0907   0.9355   0.1521
 -11.500  -0.0874   0.14271   0.13487  -0.0923   0.9272   0.1525
 -11.000  -0.0638   0.12937   0.12134  -0.1006   0.9195   0.1153
 -10.750  -0.0559   0.12638   0.11835  -0.1015   0.9124   0.1146
 -10.500  -0.0497   0.12301   0.11496  -0.1035   0.9063   0.1145
 -10.250  -0.0400   0.11916   0.11108  -0.1065   0.9024   0.1142
 -10.000  -0.0366   0.11613   0.10804  -0.1075   0.8961   0.1137
  -9.750  -0.0355   0.11321   0.10511  -0.1082   0.8889   0.1129
  -9.500  -0.0300   0.10938   0.10126  -0.1107   0.8845   0.1125
  -9.250  -0.0325   0.10614   0.09801  -0.1119   0.8783   0.1130
  -9.000  -0.0420   0.10333   0.09522  -0.1119   0.8700   0.1136
  -8.750  -0.0455   0.09908   0.09095  -0.1145   0.8653   0.1142
  -8.500  -0.0618   0.09635   0.08824  -0.1137   0.8572   0.1144
  -8.250  -0.0781   0.09302   0.08493  -0.1137   0.8497   0.1144
  -8.000  -0.0939   0.08794   0.07982  -0.1163   0.8449   0.1145
  -7.750  -0.1363   0.08645   0.07840  -0.1113   0.8328   0.1142
  -7.500  -0.1698   0.07987   0.07167  -0.1132   0.8267   0.1148
  -7.250  -0.2127   0.07811   0.06989  -0.1073   0.8161   0.1148
  -7.000  -0.2468   0.07183   0.06325  -0.1069   0.8100   0.1160
  -6.750  -0.2214   0.07081   0.06225  -0.1073   0.8074   0.1180
  -6.500  -0.2462   0.06992   0.06131  -0.1017   0.7980   0.1185
  -6.250  -0.2442   0.06745   0.05865  -0.1008   0.7932   0.1202
  -6.000  -0.2364   0.06401   0.05487  -0.1011   0.7899   0.1226
  -5.750  -0.2374   0.06059   0.05095  -0.1002   0.7854   0.1257
  -5.500  -0.2453   0.05906   0.04911  -0.0968   0.7780   0.1278
  -5.250  -0.2253   0.05842   0.04850  -0.0962   0.7740   0.1301
  -5.000  -0.2025   0.05690   0.04678  -0.0966   0.7711   0.1334
  -4.750  -0.1783   0.05436   0.04363  -0.0977   0.7689   0.1388
  -4.500  -0.1847   0.05452   0.04371  -0.0936   0.7611   0.1405
  -4.250  -0.1665   0.05416   0.04337  -0.0928   0.7564   0.1436
  -4.000  -0.1417   0.05324   0.04224  -0.0931   0.7531   0.1482
  -3.750  -0.1129   0.05196   0.04056  -0.0940   0.7506   0.1538
  -3.500  -0.0992   0.05208   0.04070  -0.0925   0.7458   0.1570
  -3.250  -0.0904   0.05233   0.04087  -0.0905   0.7394   0.1609
  -3.000  -0.0659   0.05175   0.03988  -0.0906   0.7354   0.1669
  -2.750  -0.0381   0.05146   0.03969  -0.0910   0.7322   0.1717
  -2.500  -0.0057   0.05096   0.03902  -0.0920   0.7298   0.1784
  -2.250  -0.0042   0.05177   0.03963  -0.0891   0.7220   0.1820
  -2.000   0.0152   0.05184   0.03975  -0.0885   0.7168   0.1861
  -1.750   0.0432   0.05167   0.03952  -0.0888   0.7132   0.1916
  -1.500   0.0766   0.05125   0.03890  -0.0897   0.7103   0.1973
  -1.250   0.0848   0.05198   0.03954  -0.0877   0.7030   0.2006
  -1.000   0.1017   0.05231   0.03992  -0.0867   0.6967   0.2045
  -0.750   0.1317   0.05214   0.03970  -0.0871   0.6926   0.2102
  -0.500   0.1679   0.05171   0.03911  -0.0880   0.6895   0.2162
  -0.250   0.1695   0.05281   0.04016  -0.0852   0.6793   0.2193
   0.000   0.1977   0.05267   0.04006  -0.0853   0.6735   0.2259
   0.250   0.2355   0.05213   0.03943  -0.0863   0.6697   0.2356
   0.500   0.2411   0.05308   0.04038  -0.0839   0.6592   0.2410
   0.750   0.2690   0.05291   0.04025  -0.0839   0.6531   0.2508
   1.000   0.3060   0.05228   0.03964  -0.0848   0.6496   0.2665
   1.250   0.3085   0.05351   0.04093  -0.0823   0.6385   0.2784
   1.500   0.3362   0.05330   0.04087  -0.0823   0.6329   0.3055
   1.750   0.3719   0.05248   0.04037  -0.0831   0.6297   0.3604
   2.250   0.4011   0.05205   0.04197  -0.0794   0.6128   1.0000
   2.500   0.4373   0.05176   0.04135  -0.0800   0.6097   1.0000
   2.750   0.4320   0.05372   0.04323  -0.0771   0.5962   1.0000
   3.000   0.4647   0.05356   0.04283  -0.0773   0.5923   1.0000
   3.500   0.4933   0.05539   0.04440  -0.0749   0.5750   1.0000
   3.750   0.5278   0.05503   0.04385  -0.0753   0.5719   1.0000
   4.000   0.5231   0.05723   0.04602  -0.0727   0.5578   1.0000
   4.250   0.5554   0.05695   0.04558  -0.0729   0.5544   1.0000
   4.500   0.5521   0.05926   0.04787  -0.0707   0.5410   1.0000
   4.750   0.5813   0.05922   0.04770  -0.0706   0.5371   1.0000
   5.250   0.6060   0.06176   0.05011  -0.0685   0.5201   1.0000
   5.500   0.6378   0.06142   0.04965  -0.0685   0.5173   1.0000
   5.750   0.6294   0.06457   0.05280  -0.0666   0.5036   1.0000
   6.000   0.6583   0.06448   0.05262  -0.0664   0.5004   1.0000
   6.500   0.6728   0.06852   0.05660  -0.0645   0.4843   1.0000
   6.750   0.7013   0.06848   0.05648  -0.0643   0.4817   1.0000
   7.000   0.6865   0.07285   0.06088  -0.0627   0.4693   1.0000
   7.250   0.7103   0.07327   0.06125  -0.0624   0.4657   1.0000
   7.500   0.7384   0.07323   0.06115  -0.0623   0.4634   1.0000
   7.750   0.7150   0.07894   0.06692  -0.0609   0.4514   1.0000
   8.000   0.7352   0.07989   0.06783  -0.0606   0.4481   1.0000
   8.250   0.7604   0.08024   0.06815  -0.0604   0.4459   1.0000
   8.750   0.7527   0.08758   0.07554  -0.0590   0.4310   1.0000
   9.000   0.7761   0.08817   0.07611  -0.0588   0.4286   1.0000
   9.500   0.7607   0.09686   0.08490  -0.0580   0.4151   1.0000
   9.750   0.7805   0.09785   0.08588  -0.0578   0.4120   1.0000
  10.000   0.8054   0.09826   0.08627  -0.0575   0.4098   1.0000
  10.250   0.7753   0.10533   0.09345  -0.0574   0.4002   1.0000
  10.500   0.7901   0.10684   0.09497  -0.0571   0.3957   1.0000
  10.750   0.8161   0.10689   0.09502  -0.0568   0.3926   1.0000
  11.250   0.8172   0.11289   0.10109  -0.0563   0.3775   1.0000
  11.500   0.8442   0.11267   0.10087  -0.0558   0.3744   1.0000
  12.000   0.8428   0.11915   0.10745  -0.0557   0.3592   1.0000
  12.250   0.8675   0.11921   0.10752  -0.0553   0.3560   1.0000
  12.750   0.8664   0.12581   0.11423  -0.0556   0.3407   1.0000
  13.000   0.8906   0.12585   0.11429  -0.0552   0.3375   1.0000
  13.500   0.8904   0.13237   0.12093  -0.0558   0.3217   1.0000
  13.750   0.9147   0.13232   0.12090  -0.0554   0.3187   1.0000
  14.250   0.9136   0.13915   0.12784  -0.0565   0.3026   1.0000
  14.500   0.9381   0.13897   0.12768  -0.0560   0.3000   1.0000
<< Back to GOE 798 AIRFOIL (goe798-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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