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

GOE 342 AIRFOIL (goe342-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 342 AIRFOIL (goe342-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 44.44 at α=7.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe342-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe342-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 342 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  -0.2976   0.10973   0.10295  -0.0279   1.0000   0.0918
  -7.750  -0.3035   0.10886   0.10221  -0.0268   1.0000   0.0939
  -7.500  -0.3130   0.10890   0.10240  -0.0259   1.0000   0.0953
  -7.250  -0.3216   0.10952   0.10315  -0.0267   1.0000   0.0961
  -6.750  -0.3174   0.10172   0.09547  -0.0215   1.0000   0.1011
  -6.500  -0.3202   0.10002   0.09385  -0.0203   1.0000   0.1044
  -6.250  -0.3235   0.09904   0.09294  -0.0205   1.0000   0.1076
  -6.000  -0.3230   0.09966   0.09362  -0.0251   1.0000   0.1097
  -5.750  -0.3221   0.09599   0.09002  -0.0232   1.0000   0.1113
  -5.500  -0.3213   0.09247   0.08655  -0.0199   1.0000   0.1146
  -5.250  -0.3168   0.09027   0.08438  -0.0202   1.0000   0.1190
  -5.000  -0.2943   0.09028   0.08434  -0.0311   1.0000   0.1242
  -4.750  -0.2986   0.08546   0.07961  -0.0248   1.0000   0.1268
  -4.500  -0.2907   0.08270   0.07687  -0.0246   1.0000   0.1328
  -4.250  -0.2681   0.08044   0.07453  -0.0312   1.0000   0.1400
  -4.000  -0.2627   0.07723   0.07136  -0.0290   1.0000   0.1474
  -3.750  -0.2424   0.07441   0.06851  -0.0330   1.0000   0.1571
  -3.500  -0.2168   0.07188   0.06590  -0.0382   1.0000   0.1703
  -3.250  -0.1913   0.06933   0.06328  -0.0425   1.0000   0.1844
  -3.000  -0.1695   0.06647   0.06038  -0.0451   1.0000   0.1991
  -2.750  -0.1505   0.06340   0.05728  -0.0464   1.0000   0.2145
  -2.500  -0.1323   0.06041   0.05430  -0.0471   1.0000   0.2320
  -2.000  -0.0842   0.05538   0.04921  -0.0517   1.0000   0.3033
  -1.750  -0.0686   0.05271   0.04660  -0.0509   1.0000   0.3490
  -1.000  -0.0469   0.04498   0.03920  -0.0387   1.0000   0.5376
  -0.750  -0.0360   0.04250   0.03681  -0.0351   1.0000   0.5967
  -0.500  -0.0141   0.04026   0.03461  -0.0346   1.0000   0.6509
  -0.250   0.0060   0.03795   0.03236  -0.0335   1.0000   0.6932
   0.000   0.0432   0.03606   0.03045  -0.0372   1.0000   0.7272
   0.250   0.1122   0.03495   0.02916  -0.0501   1.0000   0.7187
   0.500   0.2843   0.03855   0.03091  -0.0930   1.0000   0.3745
   0.750   0.3301   0.03893   0.03055  -0.0975   1.0000   0.2696
   1.000   0.3645   0.03898   0.03012  -0.0993   1.0000   0.2270
   1.250   0.3988   0.03866   0.02958  -0.1015   0.9986   0.2085
   1.500   0.4735   0.03846   0.02878  -0.1100   0.9847   0.1817
   2.000   0.5944   0.03811   0.02768  -0.1218   0.9529   0.1656
   2.250   0.6451   0.03801   0.02740  -0.1258   0.9348   0.1690
   2.500   0.6982   0.03772   0.02712  -0.1301   0.9160   0.1800
   2.750   0.7561   0.03732   0.02678  -0.1349   0.8974   0.1953
   3.000   0.8006   0.03697   0.02672  -0.1374   0.8742   0.2369
   3.250   0.8485   0.03549   0.02614  -0.1393   0.8536   1.0000
   3.500   0.8883   0.03547   0.02590  -0.1401   0.8280   1.0000
   3.750   0.9434   0.03468   0.02506  -0.1427   0.8076   1.0000
   4.000   0.9780   0.03439   0.02477  -0.1422   0.7814   1.0000
   4.250   1.0245   0.03338   0.02379  -0.1428   0.7624   1.0000
   4.500   1.0522   0.03338   0.02387  -0.1414   0.7368   1.0000
   4.750   1.0906   0.03269   0.02324  -0.1409   0.7181   1.0000
   5.000   1.1155   0.03305   0.02367  -0.1396   0.6960   1.0000
   5.250   1.1444   0.03307   0.02377  -0.1385   0.6769   1.0000
   5.500   1.1766   0.03257   0.02339  -0.1373   0.6588   1.0000
   5.750   1.2045   0.03229   0.02319  -0.1357   0.6389   1.0000
   6.000   1.2311   0.03188   0.02287  -0.1337   0.6171   1.0000
   6.250   1.2619   0.03102   0.02209  -0.1319   0.5956   1.0000
   6.500   1.2883   0.03062   0.02175  -0.1299   0.5719   1.0000
   6.750   1.3141   0.03049   0.02167  -0.1280   0.5479   1.0000
   7.000   1.3396   0.03035   0.02149  -0.1258   0.5196   1.0000
   7.250   1.3617   0.03064   0.02179  -0.1234   0.4876   1.0000
   7.500   1.3827   0.03118   0.02223  -0.1210   0.4513   1.0000
   7.750   1.3986   0.03216   0.02309  -0.1179   0.4073   1.0000
   8.000   1.4104   0.03364   0.02430  -0.1144   0.3533   1.0000
   8.250   1.4218   0.03557   0.02596  -0.1111   0.3023   1.0000
   8.500   1.4334   0.03723   0.02752  -0.1080   0.2647   1.0000
   8.750   1.4454   0.03879   0.02903  -0.1052   0.2353   1.0000
   9.000   1.4567   0.04016   0.03022  -0.1024   0.2096   1.0000
   9.250   1.4642   0.04179   0.03186  -0.0994   0.1855   1.0000
   9.500   1.4739   0.04403   0.03401  -0.0968   0.1627   1.0000
   9.750   1.4930   0.04729   0.03692  -0.0956   0.1407   1.0000
  10.000   1.5101   0.05132   0.04117  -0.0940   0.1258   1.0000
  10.250   1.5291   0.05567   0.04552  -0.0931   0.1135   1.0000
  10.500   1.5274   0.05930   0.04991  -0.0894   0.1095   1.0000
  10.750   1.5295   0.06345   0.05454  -0.0865   0.1057   1.0000
  11.000   1.5486   0.06886   0.05984  -0.0863   0.0996   1.0000
  11.250   1.5339   0.07256   0.06413  -0.0821   0.0985   1.0000
  11.500   1.5166   0.07657   0.06861  -0.0783   0.0978   1.0000
  11.750   1.4956   0.08056   0.07295  -0.0745   0.0975   1.0000
  12.000   1.4726   0.08479   0.07748  -0.0713   0.0976   1.0000
  12.250   1.4483   0.08955   0.08250  -0.0692   0.0979   1.0000
  12.500   1.4239   0.09488   0.08805  -0.0682   0.0984   1.0000
  12.750   1.3999   0.10082   0.09417  -0.0683   0.0989   1.0000
  13.000   1.3774   0.10732   0.10083  -0.0693   0.0994   1.0000
  13.250   1.2613   0.12895   0.12281  -0.0868   0.1157   1.0000
  13.500   1.2653   0.13385   0.12772  -0.0864   0.1140   1.0000
<< Back to GOE 342 AIRFOIL (goe342-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 342 AIRFOIL (goe342-il)