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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 741 AIRFOIL (goe741-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.94 at α=9.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe741-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe741-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.250  -0.3244   0.15655   0.15054   0.0013   1.0000   0.1612
 -13.000  -0.3178   0.15464   0.14870  -0.0027   1.0000   0.1658
 -12.750  -0.3319   0.15664   0.15078  -0.0081   1.0000   0.1679
 -12.500  -0.2914   0.14711   0.14131  -0.0105   1.0000   0.1709
 -12.250  -0.2676   0.14245   0.13668  -0.0139   1.0000   0.1756
 -12.000  -0.2559   0.13977   0.13406  -0.0181   1.0000   0.1813
 -11.750  -0.2699   0.14120   0.13557  -0.0237   1.0000   0.1848
 -11.250  -0.2056   0.12917   0.12351  -0.0311   0.9582   0.1959
 -11.000  -0.2081   0.12880   0.12310  -0.0375   0.9436   0.2023
 -10.750  -0.1843   0.12340   0.11763  -0.0408   0.9282   0.2055
 -10.500  -0.1585   0.11911   0.11326  -0.0420   0.9127   0.2113
 -10.250  -0.1547   0.11747   0.11158  -0.0440   0.9007   0.2183
 -10.000  -0.1863   0.11992   0.11411  -0.0485   0.8921   0.2218
  -9.750  -0.1395   0.11212   0.10620  -0.0464   0.8792   0.2267
  -9.500  -0.1293   0.10986   0.10391  -0.0467   0.8699   0.2342
  -9.250  -0.1570   0.11139   0.10552  -0.0510   0.8630   0.2404
  -9.000  -0.1183   0.10525   0.09932  -0.0486   0.8540   0.2469
  -8.750  -0.1161   0.10382   0.09792  -0.0506   0.8463   0.2570
  -8.500  -0.1146   0.10143   0.09556  -0.0515   0.8394   0.2628
  -8.250  -0.0952   0.09861   0.09271  -0.0515   0.8322   0.2723
  -8.000  -0.1158   0.09824   0.09244  -0.0546   0.8264   0.2804
  -7.750  -0.0831   0.09424   0.08838  -0.0528   0.8199   0.2889
  -7.500  -0.1133   0.09462   0.08888  -0.0561   0.8150   0.2995
  -7.250  -0.0699   0.09005   0.08426  -0.0550   0.8079   0.3091
  -7.000  -0.0876   0.08917   0.08345  -0.0560   0.8031   0.3206
  -6.750  -0.0673   0.08676   0.08102  -0.0556   0.7975   0.3340
  -6.500  -0.0559   0.08448   0.07878  -0.0559   0.7920   0.3471
  -6.250  -0.0555   0.08290   0.07724  -0.0555   0.7873   0.3640
  -6.000  -0.0508   0.08128   0.07564  -0.0539   0.7829   0.3839
  -5.750  -0.0409   0.07984   0.07425  -0.0533   0.7778   0.4075
  -5.500  -0.0516   0.07945   0.07393  -0.0511   0.7730   0.4340
  -5.250  -0.0204   0.07710   0.07158  -0.0494   0.7682   0.4685
  -5.000   0.0097   0.07534   0.06979  -0.0458   0.7641   0.5242
  -4.750   0.0735   0.07348   0.06791  -0.0437   0.7579   0.6299
  -4.500   0.2561   0.06519   0.05934  -0.0546   0.7481   0.8868
  -4.250   0.2513   0.06472   0.05888  -0.0533   0.7449   0.8711
  -4.000   0.0873   0.07003   0.06453  -0.0415   0.7462   0.6701
  -3.750   0.0071   0.07142   0.06612  -0.0362   0.7460   0.6205
  -3.500  -0.0664   0.07294   0.06782  -0.0284   0.7465   0.6006
  -3.250  -0.2640   0.06971   0.06261  -0.0400   0.7761   0.2042
  -3.000  -0.2557   0.06815   0.06104  -0.0388   0.7796   0.1973
  -1.500  -0.4147   0.06233   0.05469  -0.0036   0.9815   0.1820
  -1.250  -0.3768   0.06108   0.05305  -0.0067   0.9650   0.1776
  -1.000  -0.3407   0.06042   0.05193  -0.0092   0.9461   0.1782
  -0.750  -0.3069   0.06009   0.05113  -0.0110   0.9294   0.1812
  -0.500  -0.2741   0.05988   0.05040  -0.0123   0.9129   0.1838
  -0.250  -0.2449   0.05998   0.05039  -0.0135   0.8964   0.1902
   0.000  -0.2160   0.06040   0.05052  -0.0143   0.8806   0.1997
   0.250  -0.1861   0.06097   0.05095  -0.0154   0.8681   0.2106
   0.500  -0.1469   0.06231   0.05211  -0.0179   0.8547   0.2286
   0.750  -0.1241   0.06234   0.05204  -0.0179   0.8387   0.2472
   1.000  -0.0968   0.06277   0.05241  -0.0189   0.8236   0.2727
   1.250  -0.0644   0.06361   0.05325  -0.0212   0.8106   0.3073
   1.500  -0.0070   0.06606   0.05592  -0.0270   0.8008   0.3744
   1.750   0.0075   0.06524   0.05559  -0.0262   0.7858   0.4336
   2.000   0.1308   0.06875   0.06036  -0.0475   0.7697   1.0000
   2.250   0.1459   0.07042   0.06176  -0.0467   0.7573   1.0000
   2.500   0.1805   0.07345   0.06450  -0.0483   0.7462   1.0000
   2.750   0.1800   0.07378   0.06468  -0.0455   0.7319   1.0000
   3.000   0.1957   0.07581   0.06653  -0.0449   0.7225   1.0000
   3.250   0.2189   0.07788   0.06842  -0.0450   0.7097   1.0000
   3.500   0.2190   0.07875   0.06917  -0.0427   0.6985   1.0000
   3.750   0.2507   0.08183   0.07208  -0.0439   0.6896   1.0000
   4.000   0.2455   0.08223   0.07239  -0.0411   0.6776   1.0000
   4.250   0.2815   0.08588   0.07588  -0.0427   0.6696   1.0000
   4.500   0.2711   0.08580   0.07574  -0.0395   0.6577   1.0000
   4.750   0.3020   0.08909   0.07890  -0.0406   0.6506   1.0000
   5.000   0.2942   0.08958   0.07933  -0.0380   0.6416   1.0000
   5.250   0.3164   0.09198   0.08164  -0.0382   0.6328   1.0000
   5.500   0.3260   0.09421   0.08379  -0.0374   0.6268   1.0000
   5.750   0.3339   0.09531   0.08482  -0.0362   0.6152   1.0000
   6.000   0.3703   0.09982   0.08924  -0.0378   0.6105   1.0000
   6.250   0.3500   0.09895   0.08834  -0.0345   0.6009   1.0000
   6.500   0.3712   0.10153   0.09085  -0.0347   0.5942   1.0000
   6.750   0.4004   0.10594   0.09518  -0.0358   0.5905   1.0000
   7.000   0.3827   0.10487   0.09410  -0.0329   0.5796   1.0000
   7.250   0.4095   0.10817   0.09735  -0.0335   0.5737   1.0000
   7.500   0.4132   0.11022   0.09935  -0.0327   0.5695   1.0000
   7.750   0.4133   0.11099   0.10011  -0.0315   0.5602   1.0000
   8.000   0.4369   0.11416   0.10324  -0.0319   0.5550   1.0000
   8.250   0.4508   0.11740   0.10645  -0.0319   0.5514   1.0000
   8.500   0.4428   0.11730   0.10634  -0.0303   0.5414   1.0000
   8.750   0.4658   0.12050   0.10951  -0.0307   0.5360   1.0000
   9.000   0.4898   0.12509   0.11408  -0.0315   0.5331   1.0000
   9.250   0.4706   0.12384   0.11284  -0.0295   0.5238   1.0000
   9.500   0.4915   0.12685   0.11585  -0.0297   0.5176   1.0000
   9.750   0.5217   0.13230   0.12128  -0.0308   0.5144   1.0000
  10.000   0.4986   0.13058   0.11958  -0.0290   0.5055   1.0000
  10.250   0.5184   0.13359   0.12260  -0.0292   0.4990   1.0000
  10.500   0.5464   0.13898   0.12799  -0.0302   0.4955   1.0000
  10.750   0.5263   0.13751   0.12653  -0.0288   0.4863   1.0000
  11.000   0.5476   0.14087   0.12991  -0.0291   0.4800   1.0000
<< Back to GOE 741 AIRFOIL (goe741-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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