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

GOE 434 AIRFOIL (goe434-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 434 AIRFOIL (goe434-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.68 at α=9.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe434-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe434-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 434 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000  -0.1651   0.16077   0.15367  -0.0379   0.9733   0.2851
 -10.750  -0.1531   0.15868   0.15158  -0.0401   0.9670   0.2919
 -10.500  -0.1837   0.16223   0.15513  -0.0426   0.9622   0.2973
 -10.250  -0.1395   0.15430   0.14719  -0.0460   0.9571   0.3002
 -10.000  -0.1200   0.15107   0.14396  -0.0467   0.9507   0.3042
  -9.750  -0.1056   0.14889   0.14176  -0.0488   0.9459   0.3110
  -9.500  -0.1292   0.15115   0.14402  -0.0508   0.9422   0.3177
  -9.250  -0.1384   0.14960   0.14253  -0.0494   0.9361   0.3194
  -9.000  -0.0992   0.14373   0.13664  -0.0509   0.9304   0.3231
  -8.750  -0.0768   0.14079   0.13368  -0.0530   0.9260   0.3287
  -8.500  -0.0728   0.13982   0.13269  -0.0553   0.9227   0.3376
  -8.250  -0.1200   0.14309   0.13605  -0.0499   0.9172   0.3402
  -8.000  -0.1622   0.14538   0.13845  -0.0466   0.9130   0.3413
  -7.750  -0.0886   0.13606   0.12904  -0.0508   0.9077   0.3463
  -7.500  -0.0622   0.13308   0.12604  -0.0533   0.9040   0.3527
  -7.250  -0.0756   0.13314   0.12614  -0.0505   0.8998   0.3585
  -7.000  -0.1153   0.13516   0.12824  -0.0457   0.8963   0.3633
  -6.750  -0.1618   0.13729   0.13045  -0.0413   0.8941   0.3649
  -6.500  -0.2023   0.13836   0.13160  -0.0372   0.8929   0.3655
  -6.250  -0.0992   0.12873   0.12187  -0.0445   0.8851   0.3738
  -6.000  -0.0873   0.12703   0.12014  -0.0456   0.8816   0.3815
  -5.750  -0.2904   0.12268   0.11593  -0.0355   0.8948   0.2982
  -5.500  -0.2737   0.12113   0.11440  -0.0341   0.8931   0.3003
  -5.250  -0.2503   0.12254   0.11586  -0.0316   0.8899   0.3229
  -5.000  -0.5711   0.11264   0.10637  -0.0004   1.0000   0.2606
  -4.750  -0.5830   0.10689   0.10060  -0.0028   1.0000   0.2601
  -4.500  -0.6079   0.08725   0.08064  -0.0225   1.0000   0.2612
  -4.250  -0.5908   0.09596   0.08959  -0.0093   1.0000   0.2639
  -4.000  -0.5822   0.09569   0.08935  -0.0074   1.0000   0.2684
  -3.750  -0.5724   0.07955   0.07280  -0.0284   1.0000   0.2809
  -3.500  -0.5433   0.07397   0.06692  -0.0386   0.9985   0.2982
  -3.250  -0.5227   0.07887   0.07205  -0.0328   0.9923   0.3023
  -3.000  -0.4914   0.07638   0.06936  -0.0396   0.9875   0.3211
  -2.750  -0.4572   0.07663   0.06948  -0.0438   0.9795   0.3396
  -2.500  -0.4405   0.07947   0.07247  -0.0398   0.9743   0.3468
  -2.250  -0.4083   0.07776   0.07054  -0.0461   0.9660   0.3672
  -2.000  -0.3892   0.08159   0.07453  -0.0415   0.9598   0.3745
  -1.750  -0.3613   0.07924   0.07195  -0.0477   0.9516   0.3930
  -1.500  -0.3438   0.08216   0.07501  -0.0434   0.9437   0.4009
  -1.250  -0.3178   0.08172   0.07444  -0.0474   0.9378   0.4199
  -1.000  -0.3094   0.08360   0.07646  -0.0418   0.9280   0.4289
  -0.750  -0.2710   0.08544   0.07820  -0.0462   0.9228   0.4492
  -0.500  -0.2709   0.08479   0.07762  -0.0418   0.9123   0.4571
  -0.250  -0.2263   0.08525   0.07790  -0.0493   0.9050   0.4748
   0.000  -0.2171   0.08576   0.07845  -0.0467   0.8993   0.4821
   0.250  -0.1765   0.08520   0.07766  -0.0547   0.8883   0.4967
   0.500  -0.1457   0.08742   0.07992  -0.0554   0.8828   0.5062
   0.750  -0.1420   0.08629   0.07879  -0.0536   0.8718   0.5132
   1.000  -0.0935   0.08742   0.07972  -0.0618   0.8639   0.5274
   1.250  -0.0755   0.08912   0.08146  -0.0608   0.8589   0.5351
   1.500  -0.0601   0.08861   0.08091  -0.0613   0.8452   0.5441
   1.750  -0.0122   0.09137   0.08357  -0.0673   0.8390   0.5563
   2.000  -0.0153   0.09045   0.08270  -0.0643   0.8275   0.5616
   2.250   0.0282   0.09261   0.08474  -0.0697   0.8175   0.5745
   2.500   0.0451   0.09403   0.08618  -0.0699   0.8106   0.5825
   2.750   0.0615   0.09440   0.08658  -0.0694   0.7954   0.5917
   3.000   0.1182   0.09941   0.09151  -0.0759   0.7888   0.6067
   3.250   0.1077   0.09709   0.08925  -0.0720   0.7706   0.6109
   3.500   0.1568   0.10141   0.09349  -0.0775   0.7627   0.6226
   3.750   0.1680   0.10070   0.09276  -0.0780   0.7433   0.6285
   4.000   0.1773   0.10194   0.09406  -0.0771   0.7313   0.6335
   4.250   0.2195   0.10451   0.09661  -0.0804   0.7161   0.6425
   4.500   0.2234   0.10510   0.09720  -0.0804   0.6988   0.6480
   4.750   0.2799   0.10989   0.10196  -0.0853   0.6883   0.6588
   5.000   0.2809   0.10944   0.10156  -0.0838   0.6679   0.6639
   5.250   0.2847   0.11078   0.10292  -0.0838   0.6509   0.6694
   5.500   0.3434   0.11546   0.10754  -0.0886   0.6388   0.6819
   5.750   0.3381   0.11520   0.10734  -0.0868   0.6192   0.6873
   6.000   0.3430   0.11751   0.10967  -0.0872   0.6075   0.6946
   6.250   0.4087   0.12123   0.11331  -0.0907   0.5901   0.7109
   6.500   0.3782   0.12242   0.11459  -0.0892   0.5854   0.7129
   6.750   0.4380   0.12548   0.11757  -0.0920   0.5668   0.7313
   7.000   0.4274   0.12809   0.12025  -0.0919   0.5658   0.7379
   7.250   0.4125   0.12942   0.12162  -0.0916   0.5590   0.7443
   7.500   0.4322   0.13162   0.12385  -0.0922   0.5502   0.7587
   7.750   0.4753   0.13619   0.12841  -0.0944   0.5450   0.7815
   8.000   0.4596   0.13772   0.12998  -0.0944   0.5426   0.7903
   8.250   0.4565   0.13895   0.13128  -0.0941   0.5351   0.8037
   8.500   0.4752   0.14134   0.13372  -0.0948   0.5295   0.8291
   8.750   0.5071   0.14481   0.13733  -0.0951   0.5255   0.8738
   9.000   0.4992   0.14572   0.13842  -0.0942   0.5235   0.9335
   9.250   0.4969   0.14634   0.13903  -0.0965   0.5151   1.0000
   9.500   0.5305   0.15042   0.14295  -0.1018   0.5093   1.0000
   9.750   0.5781   0.15692   0.14925  -0.1071   0.5058   1.0000
  10.000   0.5638   0.15731   0.14960  -0.1081   0.5019   1.0000
  10.250   0.5751   0.15932   0.15150  -0.1099   0.4938   1.0000
<< Back to GOE 434 AIRFOIL (goe434-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 434 AIRFOIL (goe434-il)