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

GOE 440 AIRFOIL (goe440-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 440 AIRFOIL (goe440-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.52 at α=10.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe440-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe440-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 440 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.500  -0.1664   0.19638   0.19159  -0.0306   1.0000   0.0448
 -13.250  -0.1714   0.19568   0.19098  -0.0292   1.0000   0.0456
 -13.000  -0.1767   0.19505   0.19045  -0.0278   1.0000   0.0464
 -12.750  -0.1821   0.19447   0.18995  -0.0265   1.0000   0.0473
 -12.500  -0.1876   0.19393   0.18949  -0.0252   1.0000   0.0481
 -12.250  -0.1932   0.19348   0.18913  -0.0241   1.0000   0.0490
 -12.000  -0.1991   0.19319   0.18893  -0.0231   1.0000   0.0497
 -11.750  -0.2053   0.19313   0.18894  -0.0222   1.0000   0.0504
 -11.500  -0.2123   0.19338   0.18929  -0.0215   1.0000   0.0508
 -11.250  -0.2199   0.19385   0.18984  -0.0208   1.0000   0.0512
 -11.000  -0.2282   0.19449   0.19057  -0.0202   1.0000   0.0514
 -10.750  -0.2140   0.19454   0.19063  -0.0271   0.9927   0.0518
 -10.500  -0.1722   0.18188   0.17792  -0.0316   0.9849   0.0546
 -10.250  -0.1483   0.17742   0.17343  -0.0368   0.9764   0.0575
 -10.000  -0.1274   0.17392   0.16992  -0.0420   0.9681   0.0603
  -9.750  -0.1094   0.17126   0.16725  -0.0472   0.9595   0.0629
  -9.500  -0.1004   0.17032   0.16634  -0.0512   0.9494   0.0643
  -9.250  -0.0940   0.17039   0.16644  -0.0554   0.9398   0.0649
  -9.000  -0.0860   0.17080   0.16688  -0.0609   0.9317   0.0652
  -8.750  -0.0479   0.15831   0.15434  -0.0616   0.9222   0.0694
  -8.500  -0.0341   0.15528   0.15130  -0.0641   0.9120   0.0724
  -8.250  -0.0125   0.15202   0.14802  -0.0694   0.9048   0.0760
  -8.000  -0.0110   0.15133   0.14737  -0.0708   0.8928   0.0778
  -7.750  -0.0134   0.15161   0.14771  -0.0722   0.8809   0.0788
  -7.500  -0.0183   0.15225   0.14840  -0.0733   0.8690   0.0792
  -7.250   0.0300   0.14154   0.13761  -0.0780   0.8639   0.0840
  -7.000   0.0338   0.13964   0.13573  -0.0780   0.8518   0.0870
  -6.750   0.0332   0.13857   0.13469  -0.0778   0.8396   0.0897
  -6.500   0.0277   0.13837   0.13454  -0.0773   0.8274   0.0917
  -6.250   0.0171   0.13898   0.13521  -0.0764   0.8153   0.0928
  -6.000   0.0036   0.13990   0.13619  -0.0751   0.8038   0.0933
  -5.750   0.0033   0.14036   0.13668  -0.0791   0.7950   0.0939
  -5.500   0.0292   0.13166   0.12795  -0.0751   0.7847   0.0999
  -5.250   0.0205   0.13121   0.12754  -0.0730   0.7737   0.1022
  -5.000   0.0289   0.12959   0.12592  -0.0763   0.7667   0.1069
  -4.750   0.0100   0.13074   0.12715  -0.0738   0.7545   0.1075
  -4.500  -0.0059   0.13192   0.12839  -0.0728   0.7434   0.1081
  -4.250   0.0223   0.12539   0.12180  -0.0735   0.7384   0.1141
  -4.000   0.0005   0.12657   0.12307  -0.0697   0.7273   0.1145
  -3.750  -0.0043   0.12606   0.12258  -0.0691   0.7192   0.1183
  -3.500   0.0012   0.12627   0.12281  -0.0758   0.7113   0.1230
  -3.250  -0.0063   0.12672   0.12332  -0.0774   0.7031   0.1240
  -3.000  -0.0033   0.12271   0.11931  -0.0709   0.6973   0.1302
  -2.750  -0.0034   0.12285   0.11947  -0.0736   0.6907   0.1363
  -2.500  -0.0005   0.12204   0.11870  -0.0765   0.6845   0.1403
  -2.250   0.0284   0.11929   0.11590  -0.0833   0.6785   0.1544
  -2.000   0.0090   0.12006   0.11676  -0.0792   0.6730   0.1556
  -1.500   0.0446   0.11682   0.11348  -0.0866   0.6632   0.1849
  -1.250   0.0303   0.11743   0.11416  -0.0830   0.6601   0.1885
  -1.000   0.0525   0.11671   0.11341  -0.0887   0.6554   0.2114
  -0.750  -0.0154   0.12611   0.12313  -0.0860   0.7045   0.1846
  -0.500   0.0222   0.12361   0.12055  -0.0922   0.6915   0.2140
  -0.250   0.0528   0.11895   0.11583  -0.0914   0.6680   0.2471
   0.000   0.1070   0.11593   0.11264  -0.0977   0.6499   0.3176
   2.250   0.5076   0.12480   0.11861  -0.1910   0.6799   0.1240
   2.500   0.4989   0.12511   0.11896  -0.1892   0.6712   0.1210
   2.750   0.5594   0.12750   0.12060  -0.1947   0.6661   0.1026
   3.000   0.5580   0.12852   0.12145  -0.1935   0.6573   0.0997
   3.250   0.6103   0.13132   0.12368  -0.1972   0.6515   0.1002
   3.500   0.6055   0.13236   0.12460  -0.1955   0.6422   0.1028
   3.750   0.6460   0.13511   0.12693  -0.1973   0.6373   0.1118
   4.000   0.6422   0.13661   0.12840  -0.1960   0.6301   0.1160
   4.250   0.6832   0.13937   0.13145  -0.1995   0.6237   0.1920
   4.500   0.6852   0.13962   0.13360  -0.1973   0.6181   1.0000
   4.750   0.7057   0.14216   0.13528  -0.1970   0.6096   1.0000
   5.000   0.7112   0.14464   0.13741  -0.1966   0.6030   1.0000
   5.250   0.7300   0.14729   0.13957  -0.1969   0.5951   1.0000
   5.500   0.7452   0.15067   0.14262  -0.1975   0.5911   1.0000
   5.750   0.7478   0.15228   0.14407  -0.1969   0.5822   1.0000
   6.000   0.7814   0.15680   0.14820  -0.1985   0.5780   1.0000
   6.250   0.7688   0.15734   0.14871  -0.1970   0.5687   1.0000
   6.500   0.8002   0.16147   0.15243  -0.1982   0.5636   1.0000
   6.750   0.7908   0.16233   0.15326  -0.1972   0.5548   1.0000
   7.000   0.8162   0.16592   0.15666  -0.1981   0.5496   1.0000
   7.250   0.8135   0.16770   0.15841  -0.1978   0.5437   1.0000
   7.500   0.8283   0.17023   0.16085  -0.1982   0.5370   1.0000
   7.750   0.8598   0.17527   0.16578  -0.1995   0.5336   1.0000
   8.000   0.8455   0.17503   0.16555  -0.1987   0.5247   1.0000
   8.250   0.8718   0.17893   0.16940  -0.1995   0.5198   1.0000
   8.500   0.8667   0.18000   0.17048  -0.1994   0.5124   1.0000
   8.750   0.8859   0.18259   0.17306  -0.1995   0.5014   1.0000
   9.000   0.9152   0.18326   0.17372  -0.1981   0.4730   1.0000
   9.750   1.1829   0.12490   0.11461  -0.1701   0.2859   1.0000
  10.000   1.1965   0.12596   0.11572  -0.1697   0.2820   1.0000
  10.250   1.2102   0.12717   0.11699  -0.1693   0.2802   1.0000
  10.500   1.1847   0.13597   0.12592  -0.1715   0.2716   1.0000
  10.750   1.1900   0.13894   0.12898  -0.1718   0.2688   1.0000
  11.000   1.1963   0.14183   0.13198  -0.1721   0.2674   1.0000
  11.250   1.2017   0.14505   0.13531  -0.1726   0.2666   1.0000
  11.500   1.2059   0.14863   0.13901  -0.1732   0.2661   1.0000
  11.750   1.2132   0.15150   0.14205  -0.1736   0.2654   1.0000
  12.000   0.8440   0.14925   0.14073  -0.1352   0.2462   1.0000
  12.250   0.8410   0.15244   0.14402  -0.1358   0.2424   1.0000
  12.500   0.8680   0.14948   0.14109  -0.1342   0.2348   1.0000
  12.750   0.8567   0.15408   0.14581  -0.1353   0.2301   1.0000
  13.000   0.8580   0.15648   0.14832  -0.1357   0.2259   1.0000
  13.250   0.8654   0.15797   0.14989  -0.1357   0.2233   1.0000
  13.500   0.8722   0.15971   0.15174  -0.1358   0.2221   1.0000
  13.750   0.8762   0.16204   0.15418  -0.1360   0.2217   1.0000
<< Back to GOE 440 AIRFOIL (goe440-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 440 AIRFOIL (goe440-il)