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

GOE 744 AIRFOIL (goe744-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 744 AIRFOIL (goe744-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 5.02 at α=6.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe744-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe744-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 744 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.250  -0.3141   0.16378   0.15893   0.0200   0.7060   0.0599
 -13.000  -0.3010   0.16007   0.15520   0.0193   0.7012   0.0607
 -12.750  -0.2908   0.15711   0.15220   0.0183   0.6976   0.0618
 -12.500  -0.2813   0.15434   0.14941   0.0169   0.6943   0.0631
 -12.250  -0.2709   0.15152   0.14662   0.0143   0.6901   0.0650
 -12.000  -0.2660   0.14964   0.14475   0.0115   0.6863   0.0663
 -11.750  -0.2710   0.14945   0.14458   0.0076   0.6836   0.0669
 -11.500  -0.2562   0.14460   0.13970   0.0073   0.6796   0.0674
 -11.250  -0.2412   0.14048   0.13551   0.0077   0.6762   0.0683
 -11.000  -0.2270   0.13716   0.13224   0.0059   0.6721   0.0695
 -10.750  -0.2157   0.13429   0.12939   0.0040   0.6683   0.0708
 -10.500  -0.2068   0.13163   0.12672   0.0022   0.6648   0.0724
 -10.250  -0.2012   0.12939   0.12448   0.0002   0.6618   0.0741
 -10.000  -0.2064   0.12877   0.12387  -0.0033   0.6597   0.0753
  -9.750  -0.2186   0.12884   0.12394  -0.0076   0.6578   0.0756
  -9.500  -0.1812   0.12138   0.11649  -0.0054   0.6528   0.0769
  -9.250  -0.1650   0.11813   0.11327  -0.0065   0.6486   0.0787
  -9.000  -0.1548   0.11558   0.11073  -0.0080   0.6453   0.0807
  -8.750  -0.1489   0.11340   0.10855  -0.0099   0.6424   0.0831
  -8.500  -0.1549   0.11268   0.10784  -0.0136   0.6402   0.0849
  -8.250  -0.1713   0.11275   0.10795  -0.0191   0.6383   0.0854
  -8.000  -0.1392   0.10659   0.10178  -0.0166   0.6344   0.0865
  -7.750  -0.1182   0.10320   0.09844  -0.0175   0.6296   0.0882
  -7.500  -0.1066   0.10071   0.09599  -0.0189   0.6260   0.0903
  -7.250  -0.0999   0.09849   0.09377  -0.0207   0.6231   0.0927
  -7.000  -0.1019   0.09690   0.09219  -0.0235   0.6206   0.0951
  -6.750  -0.1229   0.09773   0.09299  -0.0292   0.6189   0.0965
  -6.500  -0.1171   0.09445   0.08967  -0.0298   0.6168   0.0973
  -6.250  -0.0870   0.09027   0.08566  -0.0299   0.6106   0.0991
  -6.000  -0.0724   0.08796   0.08338  -0.0308   0.6064   0.1014
  -5.750  -0.0633   0.08602   0.08142  -0.0322   0.6033   0.1043
  -5.500  -0.0652   0.08789   0.08298  -0.0416   0.6011   0.1097
  -5.250  -0.0537   0.08253   0.07773  -0.0381   0.5988   0.1109
  -5.000  -0.0376   0.07986   0.07513  -0.0371   0.5949   0.1131
  -4.750  -0.0189   0.07849   0.07385  -0.0399   0.5886   0.1171
  -4.500  -0.0058   0.07871   0.07379  -0.0464   0.5850   0.1248
  -4.250   0.0061   0.07511   0.07028  -0.0443   0.5820   0.1263
  -4.000   0.0185   0.07270   0.06784  -0.0423   0.5797   0.1290
  -3.750   0.0320   0.07085   0.06587  -0.0411   0.5778   0.1344
  -3.500   0.0508   0.07191   0.06692  -0.0487   0.5683   0.1415
  -3.250   0.0629   0.06990   0.06498  -0.0476   0.5645   0.1441
  -3.000   0.0779   0.06829   0.06330  -0.0464   0.5617   0.1500
  -2.750   0.0956   0.06666   0.06141  -0.0463   0.5597   0.1589
  -2.500   0.0983   0.06813   0.06307  -0.0488   0.5504   0.1610
  -2.250   0.1081   0.06780   0.06273  -0.0485   0.5456   0.1665
  -2.000   0.1256   0.06663   0.06134  -0.0480   0.5427   0.1768
  -1.750   0.1444   0.06434   0.05900  -0.0456   0.5407   0.1848
  -1.500   0.1603   0.06339   0.05789  -0.0446   0.5375   0.1961
  -0.750  -0.0147   0.08467   0.07963  -0.0417   0.5689   0.1753
  -0.500   0.1144   0.07090   0.06540  -0.0407   0.5112   0.2128
  -0.250   0.1099   0.07112   0.06566  -0.0384   0.5077   0.2159
   0.000   0.1384   0.06957   0.06394  -0.0377   0.5042   0.2330
   0.250   0.0222   0.08289   0.07771  -0.0370   0.5490   0.2023
   0.500   0.0466   0.08203   0.07671  -0.0365   0.5431   0.2167
   0.750   0.0967   0.08115   0.07564  -0.0368   0.5379   0.2398
   1.000   0.0613   0.08261   0.07713  -0.0342   0.5324   0.2363
   1.250   0.0732   0.08257   0.07698  -0.0333   0.5265   0.2516
   1.500   0.1096   0.08169   0.07599  -0.0327   0.5217   0.2758
   1.750   0.1459   0.08162   0.07582  -0.0321   0.5190   0.3121
   2.000   0.1888   0.07537   0.06764  -0.0311   0.4889   0.1139
   2.250   0.2110   0.07582   0.06756  -0.0302   0.4865   0.1092
   2.500   0.2294   0.07658   0.06819  -0.0299   0.4851   0.1084
   2.750   0.2546   0.07732   0.06875  -0.0297   0.4837   0.1074
   3.000   0.2793   0.07859   0.06985  -0.0298   0.4828   0.1070
   3.250   0.2876   0.07794   0.06905  -0.0280   0.4662   0.1075
   3.500   0.3063   0.07953   0.07052  -0.0279   0.4654   0.1088
   3.750   0.3269   0.08123   0.07223  -0.0282   0.4647   0.1127
   4.000   0.2731   0.08604   0.07708  -0.0275   0.4713   0.1088
   4.250   0.2999   0.08707   0.07813  -0.0278   0.4676   0.1136
   4.500   0.3501   0.08848   0.07949  -0.0285   0.4646   0.1214
   4.750   0.3705   0.09133   0.08232  -0.0300   0.4632   0.1259
   5.000   0.3316   0.09209   0.08309  -0.0278   0.4532   0.1232
   5.250   0.3656   0.09382   0.08488  -0.0296   0.4494   0.1341
   5.500   0.4663   0.09614   0.08947  -0.0414   0.4467   0.8477
   5.750   0.4626   0.10099   0.09440  -0.0497   0.4413   1.0000
   6.000   0.4732   0.10251   0.09567  -0.0489   0.4347   1.0000
   6.250   0.4977   0.10433   0.09727  -0.0483   0.4315   1.0000
   6.500   0.5300   0.10681   0.09955  -0.0480   0.4298   1.0000
   6.750   0.5533   0.11014   0.10275  -0.0479   0.4287   1.0000
   7.000   0.5031   0.11136   0.10410  -0.0472   0.4206   1.0000
   7.250   0.5193   0.11319   0.10581  -0.0467   0.4166   1.0000
   7.500   0.5444   0.11534   0.10784  -0.0462   0.4141   1.0000
   7.750   0.5791   0.11842   0.11079  -0.0461   0.4126   1.0000
   8.000   0.5383   0.12022   0.11266  -0.0459   0.4062   1.0000
   8.250   0.5491   0.12213   0.11452  -0.0456   0.4016   1.0000
   8.500   0.5671   0.12423   0.11654  -0.0453   0.3989   1.0000
   8.750   0.5927   0.12682   0.11904  -0.0449   0.3970   1.0000
   9.000   0.6265   0.13053   0.12267  -0.0449   0.3959   1.0000
   9.250   0.5812   0.13121   0.12343  -0.0450   0.3870   1.0000
   9.500   0.5963   0.13326   0.12542  -0.0447   0.3837   1.0000
   9.750   0.6169   0.13564   0.12775  -0.0445   0.3816   1.0000
  10.000   0.6428   0.13881   0.13088  -0.0443   0.3803   1.0000
  10.250   0.6155   0.14062   0.13272  -0.0449   0.3743   1.0000
  10.500   0.6263   0.14250   0.13458  -0.0448   0.3691   1.0000
<< Back to GOE 744 AIRFOIL (goe744-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 744 AIRFOIL (goe744-il)