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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 435 AIRFOIL (goe435-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.92 at α=4.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe435-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe435-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.250  -0.0748   0.11803   0.10923  -0.0895   0.9141   0.1721
 -12.000  -0.0889   0.11367   0.10482  -0.0917   0.9045   0.1838
 -11.750  -0.0553   0.11369   0.10483  -0.0918   0.8961   0.1873
 -11.250  -0.0375   0.10991   0.10095  -0.0935   0.8789   0.2021
 -11.000  -0.0172   0.10879   0.09976  -0.0939   0.8715   0.2078
 -10.750  -0.0261   0.10571   0.09660  -0.0953   0.8637   0.2158
 -10.500   0.0036   0.10602   0.09692  -0.0943   0.8544   0.2205
 -10.250   0.0051   0.10391   0.09473  -0.0952   0.8476   0.2289
 -10.000   0.0260   0.10353   0.09434  -0.0945   0.8391   0.2346
  -9.750   0.0411   0.10282   0.09361  -0.0941   0.8302   0.2417
  -9.500   0.0411   0.10067   0.09141  -0.0947   0.8235   0.2482
  -9.250   0.0713   0.10081   0.09154  -0.0935   0.8155   0.2546
  -9.000   0.0743   0.09907   0.08977  -0.0938   0.8071   0.2582
  -8.750   0.0753   0.09666   0.08729  -0.0945   0.8005   0.2600
  -8.500   0.0782   0.09399   0.08453  -0.0952   0.7952   0.2608
  -8.250   0.0759   0.09185   0.08239  -0.0957   0.7857   0.2614
  -8.000   0.0766   0.08930   0.07979  -0.0963   0.7782   0.2618
  -7.750   0.0812   0.08666   0.07707  -0.0969   0.7723   0.2618
  -7.500   0.0849   0.08446   0.07484  -0.0973   0.7649   0.2616
  -7.250   0.0859   0.08234   0.07272  -0.0974   0.7561   0.2613
  -7.000   0.0877   0.07973   0.07006  -0.0978   0.7496   0.2611
  -6.750   0.0882   0.07667   0.06692  -0.0985   0.7446   0.2611
  -6.500   0.0744   0.07412   0.06441  -0.0984   0.7355   0.2612
  -6.250   0.0416   0.06964   0.05990  -0.0986   0.7272   0.2620
  -6.000   0.0250   0.06605   0.05627  -0.0984   0.7214   0.2633
  -5.750   0.0280   0.06373   0.05389  -0.0983   0.7172   0.2645
  -5.500  -0.0229   0.06114   0.05136  -0.0955   0.7041   0.2660
  -5.250  -0.0571   0.05606   0.04611  -0.0970   0.6969   0.2684
  -5.000  -0.0606   0.05222   0.04205  -0.0990   0.6926   0.2707
  -4.750  -0.0908   0.05117   0.04092  -0.0962   0.6809   0.2722
  -4.500  -0.0873   0.04965   0.03924  -0.0964   0.6744   0.2743
  -4.250  -0.0675   0.04791   0.03728  -0.0980   0.6703   0.2768
  -4.000  -0.0382   0.04672   0.03597  -0.0995   0.6674   0.2792
  -3.750  -0.0564   0.04800   0.03731  -0.0953   0.6557   0.2800
  -3.500  -0.0386   0.04802   0.03736  -0.0946   0.6502   0.2819
  -3.250  -0.0114   0.04767   0.03699  -0.0949   0.6467   0.2844
  -3.000   0.0206   0.04706   0.03633  -0.0960   0.6441   0.2878
  -2.750  -0.0068   0.04890   0.03821  -0.0916   0.6317   0.2893
  -2.500   0.0178   0.04850   0.03771  -0.0924   0.6272   0.2941
  -2.250   0.0477   0.04841   0.03770  -0.0925   0.6240   0.2978
  -2.000   0.0828   0.04806   0.03738  -0.0933   0.6217   0.3033
  -1.750   0.0566   0.05066   0.04004  -0.0899   0.6085   0.3055
  -1.500   0.0864   0.05042   0.03979  -0.0906   0.6047   0.3127
  -1.250   0.1198   0.05017   0.03958  -0.0909   0.6019   0.3200
  -1.000   0.1140   0.05218   0.04159  -0.0899   0.5908   0.3270
  -0.750   0.1385   0.05249   0.04198  -0.0895   0.5856   0.3348
  -0.500   0.1743   0.05198   0.04142  -0.0903   0.5824   0.3487
  -0.250   0.1765   0.05383   0.04330  -0.0893   0.5725   0.3575
   0.000   0.1988   0.05433   0.04378  -0.0893   0.5662   0.3702
   0.250   0.2341   0.05394   0.04328  -0.0901   0.5627   0.3867
   0.500   0.2706   0.05339   0.04268  -0.0902   0.5602   0.4010
   1.000   0.2866   0.05654   0.04590  -0.0883   0.5427   0.4182
   1.250   0.3243   0.05594   0.04517  -0.0891   0.5400   0.4325
   1.750   0.3379   0.05931   0.04866  -0.0868   0.5220   0.4466
   2.000   0.3744   0.05872   0.04797  -0.0873   0.5191   0.4582
   2.500   0.3857   0.06237   0.05175  -0.0850   0.5005   0.4709
   2.750   0.4215   0.06183   0.05112  -0.0855   0.4975   0.4838
   3.000   0.4532   0.06115   0.05051  -0.0841   0.4954   0.4931
   3.500   0.4648   0.06534   0.05468  -0.0835   0.4753   0.5072
   3.750   0.4507   0.06931   0.05873  -0.0828   0.4612   0.5104
   4.000   0.4724   0.06960   0.05909  -0.0816   0.4563   0.5173
   4.250   0.5036   0.06916   0.05863  -0.0813   0.4534   0.5266
   4.500   0.5411   0.06830   0.05768  -0.0817   0.4514   0.5367
   4.750   0.5145   0.07374   0.06324  -0.0810   0.4348   0.5382
   5.000   0.5431   0.07330   0.06284  -0.0800   0.4322   0.5466
   5.500   0.5514   0.07849   0.06804  -0.0800   0.4144   0.5585
   5.750   0.5822   0.07791   0.06746  -0.0795   0.4122   0.5665
   6.000   0.5568   0.08388   0.07353  -0.0796   0.3981   0.5682
   6.250   0.5839   0.08378   0.07342  -0.0791   0.3953   0.5761
   6.750   0.5896   0.08988   0.07953  -0.0800   0.3796   0.5859
   7.000   0.6175   0.08976   0.07939  -0.0798   0.3772   0.5915
   7.250   0.5921   0.09627   0.08600  -0.0804   0.3654   0.5930
   7.500   0.6149   0.09678   0.08651  -0.0803   0.3621   0.5980
   7.750   0.6429   0.09674   0.08643  -0.0802   0.3598   0.6037
   8.000   0.6141   0.10410   0.09390  -0.0815   0.3485   0.6053
   8.250   0.6360   0.10504   0.09479  -0.0818   0.3452   0.6116
   8.500   0.6620   0.10517   0.09492  -0.0817   0.3430   0.6180
   8.750   0.6339   0.11261   0.10247  -0.0831   0.3328   0.6196
   9.000   0.6478   0.11437   0.10428  -0.0832   0.3291   0.6258
   9.250   0.6703   0.11511   0.10500  -0.0832   0.3267   0.6341
   9.500   0.6969   0.11529   0.10517  -0.0832   0.3249   0.6432
   9.750   0.6603   0.12421   0.11423  -0.0855   0.3144   0.6441
  10.000   0.6742   0.12601   0.11609  -0.0856   0.3113   0.6518
<< Back to GOE 435 AIRFOIL (goe435-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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