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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 434 AIRFOIL (goe434-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 11.09 at α=8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe434-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe434-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.000  -0.1015   0.12499   0.11661  -0.0802   0.9385   0.1311
 -11.750  -0.0941   0.12064   0.11223  -0.0836   0.9277   0.1327
 -11.500  -0.0945   0.11532   0.10685  -0.0876   0.9181   0.1348
 -11.250  -0.0921   0.11059   0.10209  -0.0908   0.9075   0.1366
 -11.000  -0.0749   0.10816   0.09963  -0.0925   0.8971   0.1382
 -10.750  -0.0634   0.10520   0.09663  -0.0943   0.8869   0.1404
 -10.500  -0.0603   0.10117   0.09254  -0.0967   0.8783   0.1431
 -10.250  -0.0794   0.09436   0.08566  -0.1004   0.8689   0.1461
 -10.000  -0.0735   0.09069   0.08195  -0.1023   0.8618   0.1485
  -9.750  -0.0606   0.08926   0.08050  -0.1025   0.8518   0.1509
  -9.250  -0.1081   0.07461   0.06570  -0.1100   0.8378   0.1606
  -9.000  -0.0923   0.07452   0.06563  -0.1090   0.8280   0.1628
  -8.750  -0.2003   0.05846   0.04930  -0.1171   0.8181   0.1732
  -8.500  -0.1469   0.06137   0.05231  -0.1150   0.8140   0.1757
  -8.250  -0.1482   0.06023   0.05121  -0.1140   0.8048   0.1797
  -8.000  -0.2299   0.05080   0.04150  -0.1179   0.7943   0.1879
  -7.750  -0.1887   0.05236   0.04319  -0.1162   0.7906   0.1925
  -7.500  -0.2345   0.04723   0.03779  -0.1186   0.7799   0.2008
  -7.250  -0.2046   0.04876   0.03953  -0.1163   0.7743   0.2055
  -7.000  -0.2038   0.04625   0.03685  -0.1180   0.7687   0.2157
  -6.750  -0.1686   0.04734   0.03805  -0.1169   0.7655   0.2221
  -6.500  -0.1746   0.04591   0.03650  -0.1167   0.7581   0.2314
  -6.250  -0.1618   0.04674   0.03742  -0.1143   0.7513   0.2374
  -6.000  -0.1478   0.04578   0.03634  -0.1149   0.7460   0.2479
  -5.750  -0.1249   0.04501   0.03542  -0.1160   0.7422   0.2593
  -5.500  -0.0931   0.04544   0.03587  -0.1156   0.7393   0.2671
  -5.250  -0.0993   0.04524   0.03558  -0.1139   0.7307   0.2759
  -5.000  -0.0854   0.04569   0.03605  -0.1123   0.7246   0.2829
  -4.750  -0.0620   0.04544   0.03568  -0.1128   0.7201   0.2945
  -4.500  -0.0328   0.04597   0.03625  -0.1121   0.7168   0.3035
  -4.250  -0.0006   0.04516   0.03521  -0.1145   0.7141   0.3194
  -4.000  -0.0132   0.04685   0.03705  -0.1093   0.7041   0.3223
  -3.750   0.0031   0.04774   0.03802  -0.1071   0.6986   0.3292
  -3.500   0.0316   0.04685   0.03690  -0.1093   0.6946   0.3429
  -3.250   0.0604   0.04729   0.03741  -0.1080   0.6916   0.3489
  -3.000   0.0955   0.04673   0.03671  -0.1094   0.6892   0.3593
  -2.750   0.0746   0.04776   0.03765  -0.1068   0.6771   0.3660
  -2.500   0.0941   0.04822   0.03819  -0.1050   0.6723   0.3703
  -2.250   0.1234   0.04822   0.03817  -0.1049   0.6690   0.3769
  -2.000   0.1617   0.04747   0.03720  -0.1076   0.6664   0.3879
  -1.750   0.1479   0.04906   0.03878  -0.1046   0.6561   0.3923
  -1.500   0.1587   0.04993   0.03973  -0.1027   0.6494   0.3964
  -1.250   0.1855   0.05005   0.03984  -0.1024   0.6456   0.4029
  -1.000   0.2221   0.04962   0.03925  -0.1042   0.6429   0.4126
  -0.750   0.2579   0.04929   0.03885  -0.1053   0.6407   0.4205
  -0.500   0.2314   0.05241   0.04208  -0.1016   0.6273   0.4226
  -0.250   0.2532   0.05293   0.04263  -0.1009   0.6224   0.4292
   0.000   0.2861   0.05288   0.04247  -0.1021   0.6192   0.4398
   0.250   0.3190   0.05275   0.04231  -0.1025   0.6168   0.4478
   0.750   0.3220   0.05658   0.04627  -0.0996   0.5998   0.4573
   1.000   0.3516   0.05677   0.04637  -0.1005   0.5959   0.4650
   1.250   0.3870   0.05666   0.04614  -0.1021   0.5932   0.4721
   1.500   0.4193   0.05654   0.04606  -0.1020   0.5911   0.4772
   2.000   0.4194   0.06092   0.05052  -0.0998   0.5730   0.4855
   2.250   0.4522   0.06104   0.05056  -0.1008   0.5700   0.4930
   2.500   0.4895   0.06084   0.05029  -0.1019   0.5677   0.5000
   2.750   0.4666   0.06468   0.05424  -0.0999   0.5545   0.5020
   3.000   0.4917   0.06514   0.05473  -0.0997   0.5500   0.5079
   3.250   0.5260   0.06502   0.05458  -0.1001   0.5470   0.5161
   3.750   0.5528   0.06728   0.05681  -0.0992   0.5288   0.5287
   4.000   0.5956   0.06588   0.05541  -0.0991   0.5254   0.5370
   4.250   0.5880   0.06842   0.05798  -0.0977   0.5108   0.5422
   4.500   0.6293   0.06724   0.05673  -0.0980   0.5069   0.5534
   4.750   0.6223   0.06992   0.05950  -0.0966   0.4938   0.5582
   5.000   0.6550   0.06936   0.05895  -0.0963   0.4893   0.5691
   5.500   0.6822   0.07157   0.06124  -0.0951   0.4721   0.5866
   5.750   0.7189   0.07061   0.06025  -0.0949   0.4689   0.6012
   6.000   0.7108   0.07366   0.06342  -0.0938   0.4548   0.6078
   6.250   0.7454   0.07265   0.06243  -0.0933   0.4512   0.6239
   6.500   0.7398   0.07558   0.06546  -0.0923   0.4373   0.6325
   6.750   0.7727   0.07462   0.06452  -0.0917   0.4334   0.6507
   7.000   0.7678   0.07751   0.06754  -0.0907   0.4194   0.6604
   7.250   0.7991   0.07652   0.06661  -0.0898   0.4154   0.6811
   7.750   0.8243   0.07849   0.06874  -0.0879   0.3972   0.7195
   8.250   0.8468   0.08070   0.07113  -0.0859   0.3792   0.7683
   8.500   0.8764   0.07904   0.06956  -0.0842   0.3767   0.8122
   9.000   0.8879   0.08126   0.07193  -0.0816   0.3587   1.0000
   9.250   0.8766   0.08628   0.07696  -0.0822   0.3442   1.0000
   9.500   0.9098   0.08546   0.07599  -0.0821   0.3414   1.0000
  10.000   0.9234   0.09074   0.08118  -0.0825   0.3249   1.0000
  10.750   0.9277   0.10157   0.09195  -0.0838   0.3029   1.0000
  11.250   0.9416   0.10726   0.09760  -0.0845   0.2919   1.0000
  11.500   0.9689   0.10677   0.09703  -0.0838   0.2901   1.0000
  12.500   0.9117   0.13377   0.12424  -0.0917   0.2625   1.0000
  13.000   0.9469   0.13620   0.12662  -0.0916   0.2579   1.0000
  13.500   0.9182   0.15031   0.14085  -0.0974   0.2460   1.0000
  13.750   0.9338   0.15184   0.14237  -0.0976   0.2432   1.0000
  14.000   0.9581   0.15167   0.14215  -0.0969   0.2411   1.0000
  14.500   0.6409   0.15797   0.14988  -0.0747   0.2157   1.0000
  14.750   0.6542   0.15892   0.15081  -0.0746   0.2111   1.0000
<< Back to GOE 434 AIRFOIL (goe434-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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