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

GOE 435 AIRFOIL (goe435-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 435 AIRFOIL (goe435-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 2.8 at α=11.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe435-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe435-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 435 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -15.000  -0.1590   0.18117   0.17322  -0.0353   1.0000   0.2578
 -14.750  -0.1814   0.18381   0.17597  -0.0322   1.0000   0.2611
 -14.500  -0.2118   0.18748   0.17976  -0.0298   1.0000   0.2626
 -14.250  -0.2043   0.18426   0.17660  -0.0273   1.0000   0.2640
 -14.000  -0.2028   0.18303   0.17545  -0.0249   1.0000   0.2663
 -13.750  -0.2053   0.18257   0.17506  -0.0229   1.0000   0.2695
 -13.500  -0.2124   0.18256   0.17512  -0.0212   1.0000   0.2739
 -13.250  -0.2379   0.18486   0.17748  -0.0201   1.0000   0.2780
 -13.000  -0.2385   0.18289   0.17560  -0.0186   1.0000   0.2797
 -12.750  -0.2311   0.18088   0.17365  -0.0169   1.0000   0.2826
 -12.500  -0.2225   0.17922   0.17203  -0.0176   0.9980   0.2879
 -12.250  -0.2334   0.18020   0.17299  -0.0227   0.9923   0.2944
 -12.000  -0.1807   0.17250   0.16527  -0.0281   0.9848   0.2983
 -11.750  -0.1531   0.16911   0.16185  -0.0331   0.9775   0.3058
 -11.500  -0.1542   0.16804   0.16078  -0.0380   0.9722   0.3115
 -11.250  -0.1120   0.16245   0.15516  -0.0416   0.9630   0.3178
 -11.000  -0.1219   0.16305   0.15574  -0.0455   0.9574   0.3273
 -10.750  -0.0776   0.15646   0.14915  -0.0489   0.9489   0.3331
 -10.500  -0.0782   0.15582   0.14848  -0.0515   0.9415   0.3439
 -10.250  -0.0333   0.14934   0.14195  -0.0575   0.9364   0.3527
 -10.000  -0.0678   0.15202   0.14465  -0.0556   0.9262   0.3633
  -9.750  -0.0127   0.14439   0.13695  -0.0608   0.9192   0.3781
  -9.500   0.0135   0.14008   0.13253  -0.0659   0.9149   0.3910
  -9.250   0.0045   0.14047   0.13295  -0.0629   0.9025   0.4011
  -9.000   0.0029   0.13934   0.13176  -0.0648   0.8966   0.4087
  -8.750   0.0611   0.13450   0.12680  -0.0713   0.8926   0.4245
  -8.500   0.0060   0.13972   0.13211  -0.0628   0.8797   0.4289
  -8.250   0.0601   0.13332   0.12564  -0.0681   0.8737   0.4376
  -8.000   0.0985   0.13056   0.12277  -0.0734   0.8697   0.4494
  -7.750   0.0474   0.13485   0.12718  -0.0636   0.8573   0.4525
  -7.500  -0.0197   0.14202   0.13441  -0.0567   0.8518   0.4558
  -7.250   0.0705   0.13155   0.12383  -0.0662   0.8473   0.4597
  -7.000   0.0662   0.13159   0.12391  -0.0629   0.8405   0.4621
  -6.750   0.0487   0.13269   0.12507  -0.0577   0.8332   0.4645
  -6.500  -0.3459   0.15531   0.14881   0.0108   1.0000   0.4367
  -6.250  -0.3377   0.15454   0.14803   0.0118   1.0000   0.4462
  -6.000  -0.3867   0.15761   0.15111   0.0157   1.0000   0.4549
  -5.750  -0.3560   0.15351   0.14699   0.0130   0.9963   0.4592
  -5.500  -0.3106   0.15161   0.14504   0.0084   0.9894   0.4662
  -5.250  -0.3031   0.15061   0.14404   0.0079   0.9837   0.4728
  -5.000  -0.3555   0.15401   0.14743   0.0114   0.9788   0.4816
  -4.750  -0.3279   0.15150   0.14489   0.0076   0.9728   0.4838
  -4.500  -0.3002   0.14828   0.14166   0.0055   0.9622   0.4859
  -4.250  -0.2631   0.14747   0.14081   0.0011   0.9549   0.4896
  -4.000  -0.2565   0.14568   0.13904   0.0018   0.9439   0.4936
  -3.500  -0.3220   0.14782   0.14120   0.0084   0.9306   0.5092
  -3.250  -0.2710   0.14457   0.13792   0.0029   0.9177   0.5111
  -3.000  -0.2535   0.14284   0.13621   0.0025   0.9079   0.5134
  -2.750  -0.2228   0.14182   0.13517  -0.0007   0.8955   0.5171
  -2.500  -0.2211   0.14110   0.13446   0.0006   0.8866   0.5211
  -2.250  -0.2211   0.14064   0.13400   0.0013   0.8742   0.5291
  -2.000  -0.2611   0.14162   0.13498   0.0053   0.8696   0.5367
  -1.750  -0.3824   0.11903   0.11189  -0.0126   0.8686   0.4060
  -1.500  -0.3866   0.11684   0.10977  -0.0080   0.8538   0.4045
  -1.250  -0.3513   0.11698   0.10988  -0.0119   0.8458   0.4012
  -1.000  -0.3632   0.11337   0.10627  -0.0106   0.8339   0.3975
  -0.750  -0.3301   0.10694   0.09963  -0.0256   0.8241   0.3895
  -0.500  -0.2861   0.10052   0.09283  -0.0443   0.8180   0.3861
  -0.250  -0.2678   0.09832   0.09057  -0.0475   0.8020   0.3869
   0.000  -0.2123   0.10100   0.09318  -0.0548   0.7953   0.3896
   0.250  -0.2231   0.09771   0.08988  -0.0533   0.7800   0.3907
   0.500  -0.1672   0.09929   0.09133  -0.0614   0.7712   0.3958
   0.750  -0.1659   0.09753   0.08948  -0.0628   0.7598   0.3992
   1.000  -0.1154   0.09770   0.08942  -0.0716   0.7481   0.4085
   1.250  -0.0784   0.10192   0.09374  -0.0732   0.7428   0.4146
   1.500  -0.0931   0.09965   0.09151  -0.0703   0.7274   0.4180
   1.750  -0.0372   0.10198   0.09367  -0.0778   0.7194   0.4339
   2.000  -0.0337   0.10359   0.09539  -0.0762   0.7142   0.4394
   2.250  -0.0162   0.10304   0.09470  -0.0790   0.6993   0.4565
   2.500   0.0183   0.10665   0.09850  -0.0786   0.6928   0.4694
   2.750   0.0226   0.10760   0.09942  -0.0791   0.6878   0.4861
   3.000   0.0214   0.10769   0.09964  -0.0761   0.6750   0.4962
   3.250   0.0577   0.11099   0.10299  -0.0769   0.6683   0.5207
   3.500   0.0660   0.11291   0.10486  -0.0772   0.6635   0.5383
   3.750   0.0594   0.11278   0.10484  -0.0736   0.6518   0.5462
   4.000   0.0934   0.11596   0.10799  -0.0748   0.6452   0.5669
   4.250   0.1012   0.11844   0.11052  -0.0733   0.6410   0.5782
   4.500   0.1037   0.11834   0.11037  -0.0735   0.6284   0.5895
   4.750   0.1278   0.12128   0.11338  -0.0720   0.6230   0.6016
   5.000   0.1339   0.12306   0.11511  -0.0728   0.6178   0.6118
   5.250   0.1399   0.12367   0.11575  -0.0717   0.6067   0.6195
   5.500   0.1736   0.12740   0.11949  -0.0721   0.6013   0.6337
   5.750   0.1672   0.12791   0.11996  -0.0726   0.5940   0.6410
   6.000   0.1760   0.12916   0.12130  -0.0702   0.5856   0.6498
   6.250   0.2175   0.13371   0.12579  -0.0728   0.5807   0.6662
   6.500   0.2008   0.13318   0.12530  -0.0713   0.5723   0.6696
   6.750   0.2157   0.13488   0.12705  -0.0701   0.5645   0.6787
   7.000   0.2575   0.13966   0.13176  -0.0734   0.5604   0.6921
   7.250   0.2422   0.13928   0.13142  -0.0726   0.5534   0.6949
   7.500   0.2545   0.14073   0.13291  -0.0718   0.5450   0.7031
   7.750   0.2923   0.14504   0.13717  -0.0743   0.5402   0.7168
   8.000   0.2922   0.14655   0.13872  -0.0740   0.5367   0.7226
   8.250   0.2907   0.14673   0.13894  -0.0736   0.5275   0.7284
   8.500   0.3175   0.14965   0.14183  -0.0756   0.5214   0.7388
   8.750   0.3536   0.15461   0.14678  -0.0771   0.5180   0.7497
   9.000   0.3386   0.15400   0.14619  -0.0771   0.5128   0.7530
   9.250   0.3506   0.15550   0.14767  -0.0787   0.5047   0.7606
   9.500   0.3725   0.15812   0.15030  -0.0798   0.4998   0.7688
   9.750   0.4071   0.16290   0.15505  -0.0822   0.4964   0.7789
  10.000   0.4201   0.16603   0.15815  -0.0842   0.4940   0.7853
  10.250   0.4085   0.16441   0.15658  -0.0844   0.4856   0.7893
  10.500   0.4279   0.16673   0.15889  -0.0861   0.4798   0.7977
  10.750   0.4534   0.17009   0.16224  -0.0878   0.4761   0.8080
  11.000   0.4873   0.17567   0.16781  -0.0902   0.4737   0.8226
  11.250   0.4865   0.17664   0.16881  -0.0908   0.4714   0.8324
  11.500   0.4806   0.17543   0.16765  -0.0918   0.4639   0.8425
  11.750   0.4959   0.17728   0.16956  -0.0926   0.4585   0.8611
<< Back to GOE 435 AIRFOIL (goe435-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 435 AIRFOIL (goe435-il)