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

GOE 735 AIRFOIL (goe735-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 735 AIRFOIL (goe735-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 2.94 at α=13°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe735-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe735-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 735 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.250  -0.1877   0.13506   0.12893  -0.0296   1.0000   0.2850
 -12.000  -0.2416   0.14014   0.13421  -0.0274   1.0000   0.2874
 -11.750  -0.2336   0.13733   0.13153  -0.0230   1.0000   0.2900
 -11.500  -0.1974   0.13256   0.12672  -0.0272   0.9892   0.3012
 -11.250  -0.1774   0.12820   0.12234  -0.0336   0.9792   0.3123
 -11.000  -0.1657   0.12600   0.12009  -0.0392   0.9689   0.3277
 -10.750  -0.1029   0.11793   0.11192  -0.0466   0.9593   0.3409
 -10.500  -0.0780   0.11352   0.10745  -0.0528   0.9505   0.3550
 -10.250  -0.0885   0.11353   0.10745  -0.0566   0.9394   0.3711
 -10.000  -0.0189   0.10573   0.09951  -0.0623   0.9255   0.3881
  -9.750   0.0067   0.10185   0.09554  -0.0656   0.9119   0.4001
  -9.500   0.0064   0.10049   0.09415  -0.0668   0.8992   0.4163
  -9.250   0.0322   0.09773   0.09130  -0.0671   0.8826   0.4317
  -9.000   0.0435   0.09534   0.08889  -0.0669   0.8674   0.4419
  -8.750   0.0276   0.09568   0.08924  -0.0652   0.8555   0.4580
  -8.500   0.0630   0.09218   0.08564  -0.0651   0.8415   0.4726
  -8.250   0.0688   0.09048   0.08393  -0.0642   0.8285   0.4843
  -8.000   0.0588   0.09036   0.08384  -0.0623   0.8180   0.5009
  -7.750  -0.2584   0.07009   0.06343  -0.0775   0.8237   0.2679
  -7.500  -0.2781   0.06871   0.06200  -0.0738   0.8111   0.2659
  -7.250  -0.2891   0.06611   0.05923  -0.0714   0.8032   0.2649
  -7.000  -0.3141   0.06510   0.05815  -0.0666   0.7917   0.2638
  -6.750  -0.3216   0.06248   0.05526  -0.0640   0.7852   0.2633
  -6.500  -0.3536   0.06246   0.05518  -0.0577   0.7740   0.2626
  -6.250  -0.3590   0.06041   0.05279  -0.0547   0.7671   0.2637
  -6.000  -0.3835   0.06020   0.05244  -0.0489   0.7581   0.2638
  -5.750  -0.3946   0.05919   0.05114  -0.0446   0.7506   0.2649
  -5.500  -0.3810   0.05723   0.04869  -0.0431   0.7452   0.2676
  -5.250  -0.4189   0.05804   0.04946  -0.0353   0.7373   0.2670
  -5.000  -0.4090   0.05718   0.04858  -0.0334   0.7301   0.2705
  -4.750  -0.3713   0.05610   0.04737  -0.0347   0.7236   0.2774
  -4.500  -0.4053   0.05674   0.04795  -0.0276   0.7185   0.2770
  -4.250  -0.4092   0.05662   0.04764  -0.0242   0.7135   0.2798
  -4.000  -0.6231   0.06174   0.05344  -0.0023   0.9157   0.2620
  -3.750  -0.6187   0.06069   0.05205   0.0000   0.9175   0.2647
  -3.500  -0.6070   0.05971   0.05072   0.0014   0.9062   0.2683
  -3.250  -0.5804   0.05997   0.05099   0.0003   0.8969   0.2736
  -3.000  -0.5520   0.06018   0.05099  -0.0007   0.8819   0.2800
  -2.750  -0.5420   0.05955   0.05007   0.0011   0.8707   0.2847
  -2.500  -0.5076   0.06060   0.05098  -0.0010   0.8626   0.2921
  -2.250  -0.4996   0.05986   0.05018   0.0011   0.8502   0.2974
  -2.000  -0.4665   0.06127   0.05127  -0.0006   0.8426   0.3067
  -1.750  -0.4519   0.06076   0.05080   0.0005   0.8282   0.3137
  -1.500  -0.4292   0.06168   0.05161   0.0002   0.8217   0.3240
  -1.250  -0.4117   0.06163   0.05151   0.0008   0.8100   0.3332
  -1.000  -0.3755   0.06368   0.05345  -0.0016   0.8040   0.3504
  -0.750  -0.3664   0.06288   0.05279   0.0000   0.7912   0.3617
  -0.500  -0.3178   0.06550   0.05542  -0.0044   0.7846   0.3907
  -0.250  -0.3121   0.06448   0.05454  -0.0027   0.7727   0.4103
   0.000  -0.0264   0.07486   0.06771  -0.0516   0.7645   1.0000
   0.500  -0.0119   0.07656   0.06887  -0.0480   0.7456   1.0000
   0.750  -0.0300   0.07583   0.06798  -0.0429   0.7366   1.0000
   1.000  -0.0133   0.07732   0.06924  -0.0423   0.7287   1.0000
   1.250   0.0197   0.08094   0.07258  -0.0440   0.7245   1.0000
   1.500  -0.0037   0.07927   0.07081  -0.0383   0.7132   1.0000
   1.750   0.0234   0.08173   0.07305  -0.0389   0.7062   1.0000
   2.000   0.0195   0.08230   0.07349  -0.0361   0.6993   1.0000
   2.250   0.0300   0.08333   0.07436  -0.0347   0.6896   1.0000
   2.500   0.0596   0.08646   0.07730  -0.0357   0.6848   1.0000
   2.750   0.0470   0.08618   0.07692  -0.0320   0.6771   1.0000
   3.000   0.0626   0.08769   0.07828  -0.0313   0.6683   1.0000
   3.250   0.0988   0.09177   0.08219  -0.0331   0.6636   1.0000
   3.500   0.0780   0.09035   0.08070  -0.0286   0.6533   1.0000
   3.750   0.0990   0.09249   0.08270  -0.0285   0.6466   1.0000
   4.000   0.1347   0.09700   0.08707  -0.0303   0.6430   1.0000
   4.250   0.1102   0.09502   0.08503  -0.0257   0.6326   1.0000
   4.500   0.1339   0.09748   0.08738  -0.0260   0.6259   1.0000
   4.750   0.1541   0.10068   0.09046  -0.0262   0.6218   1.0000
   5.000   0.1443   0.09995   0.08968  -0.0233   0.6110   1.0000
   5.250   0.1688   0.10272   0.09235  -0.0237   0.6055   1.0000
   5.500   0.1829   0.10547   0.09500  -0.0235   0.6016   1.0000
   5.750   0.1772   0.10513   0.09462  -0.0212   0.5908   1.0000
   6.000   0.2049   0.10836   0.09775  -0.0219   0.5851   1.0000
   6.250   0.2046   0.10963   0.09897  -0.0205   0.5800   1.0000
   6.500   0.2098   0.11055   0.09984  -0.0194   0.5708   1.0000
   6.750   0.2361   0.11378   0.10299  -0.0200   0.5656   1.0000
   7.000   0.2371   0.11529   0.10445  -0.0189   0.5605   1.0000
   7.250   0.2420   0.11617   0.10529  -0.0179   0.5509   1.0000
   7.500   0.2683   0.11956   0.10862  -0.0185   0.5459   1.0000
   7.750   0.2776   0.12215   0.11116  -0.0182   0.5425   1.0000
   8.000   0.2717   0.12195   0.11094  -0.0166   0.5325   1.0000
   8.250   0.2956   0.12507   0.11401  -0.0170   0.5269   1.0000
   8.500   0.3216   0.12976   0.11865  -0.0179   0.5240   1.0000
   8.750   0.3016   0.12793   0.11682  -0.0157   0.5142   1.0000
   9.000   0.3203   0.13056   0.11941  -0.0159   0.5087   1.0000
   9.250   0.3520   0.13561   0.12443  -0.0170   0.5054   1.0000
   9.500   0.3320   0.13431   0.12312  -0.0152   0.4982   1.0000
   9.750   0.3455   0.13634   0.12513  -0.0152   0.4911   1.0000
  10.000   0.3717   0.14033   0.12910  -0.0158   0.4870   1.0000
  10.250   0.3782   0.14292   0.13166  -0.0158   0.4842   1.0000
  10.500   0.3707   0.14248   0.13123  -0.0149   0.4758   1.0000
  10.750   0.3882   0.14513   0.13386  -0.0152   0.4703   1.0000
  11.000   0.4176   0.15020   0.13893  -0.0161   0.4670   1.0000
  11.250   0.4033   0.14951   0.13823  -0.0153   0.4619   1.0000
  11.500   0.4106   0.15099   0.13971  -0.0153   0.4551   1.0000
  11.750   0.4287   0.15395   0.14267  -0.0156   0.4506   1.0000
  12.000   0.4571   0.15936   0.14808  -0.0165   0.4478   1.0000
  12.250   0.4421   0.15823   0.14695  -0.0161   0.4432   1.0000
  12.500   0.4493   0.15963   0.14835  -0.0162   0.4360   1.0000
  12.750   0.4676   0.16272   0.15145  -0.0166   0.4316   1.0000
  13.000   0.4944   0.16821   0.15696  -0.0175   0.4291   1.0000
  13.250   0.4827   0.16742   0.15617  -0.0174   0.4255   1.0000
  13.500   0.4866   0.16836   0.15712  -0.0177   0.4187   1.0000
<< Back to GOE 735 AIRFOIL (goe735-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 735 AIRFOIL (goe735-il)