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

GOE 741 AIRFOIL (goe741-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 741 AIRFOIL (goe741-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 17.55 at α=2.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe741-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe741-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 741 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.2558   0.11599   0.11096  -0.0128   0.7343   0.1166
  -9.750  -0.2577   0.11362   0.10857  -0.0149   0.7297   0.1201
  -9.500  -0.3002   0.11323   0.10826  -0.0226   0.7276   0.1222
  -9.250  -0.2656   0.10752   0.10253  -0.0204   0.7207   0.1236
  -9.000  -0.2426   0.10414   0.09911  -0.0193   0.7143   0.1257
  -8.750  -0.2318   0.10152   0.09646  -0.0194   0.7099   0.1286
  -8.500  -0.2307   0.09906   0.09399  -0.0210   0.7062   0.1330
  -8.250  -0.2835   0.09743   0.09251  -0.0306   0.7033   0.1365
  -8.000  -0.2397   0.09270   0.08776  -0.0268   0.6971   0.1388
  -7.750  -0.2200   0.09013   0.08514  -0.0255   0.6923   0.1419
  -7.500  -0.2168   0.08763   0.08262  -0.0260   0.6887   0.1459
  -7.250  -0.2677   0.08607   0.08110  -0.0326   0.6860   0.1513
  -7.000  -0.2613   0.08188   0.07695  -0.0339   0.6812   0.1532
  -6.750  -0.2342   0.07892   0.07403  -0.0322   0.6764   0.1556
  -6.500  -0.2231   0.07658   0.07167  -0.0318   0.6727   0.1594
  -6.250  -0.2580   0.07516   0.06994  -0.0361   0.6706   0.1686
  -6.000  -0.2330   0.07116   0.06608  -0.0351   0.6663   0.1705
  -5.750  -0.2127   0.06875   0.06374  -0.0350   0.6609   0.1739
  -5.500  -0.2226   0.06773   0.06236  -0.0370   0.6572   0.1859
  -5.250  -0.2029   0.06399   0.05873  -0.0359   0.6535   0.1881
  -5.000  -0.1863   0.06184   0.05658  -0.0344   0.6505   0.1928
  -4.750  -0.1809   0.06014   0.05465  -0.0352   0.6472   0.2055
  -4.500  -0.1875   0.04422   0.03696  -0.0362   0.6455   0.1076
  -4.250  -0.1687   0.04206   0.03463  -0.0359   0.6405   0.1060
  -4.000  -0.1510   0.03979   0.03199  -0.0345   0.6364   0.1048
  -3.750  -0.1318   0.03779   0.02958  -0.0328   0.6331   0.1050
  -3.500  -0.1113   0.03626   0.02757  -0.0309   0.6305   0.1073
  -3.250  -0.0886   0.03558   0.02658  -0.0311   0.6255   0.1095
  -3.000  -0.0649   0.03495   0.02598  -0.0316   0.6202   0.1123
  -2.750  -0.0403   0.03427   0.02518  -0.0310   0.6161   0.1157
  -2.500  -0.0148   0.03342   0.02402  -0.0297   0.6130   0.1214
  -2.250   0.0109   0.03255   0.02314  -0.0285   0.6107   0.1284
  -2.000   0.0322   0.03351   0.02408  -0.0301   0.6038   0.1358
  -1.750   0.0549   0.03358   0.02430  -0.0301   0.5989   0.1455
  -1.500   0.0797   0.03330   0.02403  -0.0292   0.5953   0.1596
  -1.250   0.1055   0.03290   0.02360  -0.0279   0.5927   0.1787
  -1.000   0.1230   0.03397   0.02477  -0.0280   0.5874   0.1966
  -0.750   0.1359   0.03536   0.02628  -0.0283   0.5805   0.2135
  -0.500   0.1600   0.03527   0.02617  -0.0274   0.5767   0.2393
  -0.250   0.1881   0.03458   0.02563  -0.0264   0.5741   0.2691
   0.000   0.2185   0.03373   0.02492  -0.0253   0.5722   0.3097
   0.250   0.2047   0.03791   0.02929  -0.0263   0.5605   0.3188
   0.500   0.2397   0.03702   0.02878  -0.0267   0.5570   0.3866
   0.750   0.5069   0.03244   0.02531  -0.0614   0.5544   1.0000
   1.000   0.5150   0.03549   0.02843  -0.0626   0.5449   1.0000
   1.250   0.5330   0.03617   0.02900  -0.0615   0.5397   1.0000
   1.500   0.5570   0.03579   0.02847  -0.0594   0.5367   1.0000
   1.750   0.5833   0.03511   0.02760  -0.0572   0.5347   1.0000
   2.000   0.5713   0.03990   0.03256  -0.0580   0.5214   1.0000
   2.250   0.5976   0.03934   0.03187  -0.0560   0.5184   1.0000
   2.500   0.6268   0.03846   0.03083  -0.0540   0.5164   1.0000
   2.750   0.6574   0.03746   0.02967  -0.0520   0.5149   1.0000
   3.000   0.6254   0.04353   0.03594  -0.0515   0.4995   1.0000
   3.250   0.5812   0.04931   0.04180  -0.0490   0.4868   1.0000
   3.500   0.6014   0.04952   0.04193  -0.0473   0.4823   1.0000
   3.750   0.6396   0.04831   0.04062  -0.0459   0.4802   1.0000
   4.000   0.6791   0.04676   0.03897  -0.0443   0.4788   1.0000
   4.250   0.7196   0.04505   0.03715  -0.0428   0.4779   1.0000
   4.500   0.6458   0.05282   0.04501  -0.0389   0.4612   1.0000
   4.750   0.5655   0.05931   0.05152  -0.0329   0.4473   1.0000
   5.000   0.5972   0.05899   0.05113  -0.0318   0.4445   1.0000
   5.250   0.6395   0.05793   0.05001  -0.0311   0.4428   1.0000
   5.500   0.5786   0.06413   0.05622  -0.0278   0.4290   1.0000
   5.750   0.6141   0.06340   0.05543  -0.0267   0.4266   1.0000
   6.000   0.6546   0.06232   0.05429  -0.0256   0.4251   1.0000
   6.250   0.5830   0.07059   0.06260  -0.0240   0.4120   1.0000
   6.500   0.6128   0.07048   0.06244  -0.0229   0.4096   1.0000
   6.750   0.5739   0.07663   0.06862  -0.0224   0.4019   1.0000
   7.000   0.5752   0.07910   0.07108  -0.0217   0.3971   1.0000
   7.250   0.6008   0.07941   0.07134  -0.0207   0.3939   1.0000
   7.500   0.5133   0.09754   0.08971  -0.0264   0.4409   1.0000
   7.750   0.4842   0.09998   0.09216  -0.0256   0.4359   1.0000
   8.000   0.4907   0.10201   0.09418  -0.0252   0.4317   1.0000
   8.250   0.5070   0.10397   0.09613  -0.0248   0.4285   1.0000
   8.500   0.5438   0.10609   0.09822  -0.0246   0.4257   1.0000
   8.750   0.5604   0.10933   0.10145  -0.0246   0.4243   1.0000
   9.000   0.5193   0.11089   0.10304  -0.0238   0.4159   1.0000
   9.250   0.5403   0.11262   0.10475  -0.0234   0.4111   1.0000
<< Back to GOE 741 AIRFOIL (goe741-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 741 AIRFOIL (goe741-il)