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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 744 AIRFOIL (goe744-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.94 at α=10.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe744-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe744-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.500  -0.2503   0.17038   0.16477  -0.0081   0.8892   0.1067
 -14.250  -0.2461   0.16982   0.16419  -0.0107   0.8798   0.1085
 -14.000  -0.2481   0.17104   0.16540  -0.0137   0.8724   0.1094
 -13.750  -0.2400   0.16826   0.16263  -0.0158   0.8639   0.1101
 -13.500  -0.2156   0.16086   0.15520  -0.0156   0.8543   0.1122
 -13.250  -0.2017   0.15742   0.15174  -0.0170   0.8466   0.1147
 -13.000  -0.1922   0.15503   0.14933  -0.0182   0.8403   0.1173
 -12.750  -0.1816   0.15274   0.14704  -0.0210   0.8339   0.1205
 -12.500  -0.1801   0.15259   0.14690  -0.0239   0.8286   0.1231
 -12.250  -0.1897   0.15490   0.14921  -0.0272   0.8245   0.1241
 -12.000  -0.1577   0.14611   0.14043  -0.0278   0.8171   0.1264
 -11.750  -0.1415   0.14232   0.13664  -0.0287   0.8110   0.1298
 -11.500  -0.1330   0.14015   0.13445  -0.0295   0.8063   0.1332
 -11.250  -0.1229   0.13823   0.13254  -0.0331   0.8016   0.1369
 -11.000  -0.1253   0.13889   0.13323  -0.0372   0.7976   0.1392
 -10.750  -0.1355   0.14084   0.13522  -0.0414   0.7940   0.1399
 -10.500  -0.1000   0.13149   0.12582  -0.0382   0.7878   0.1429
 -10.250  -0.0805   0.12797   0.12232  -0.0407   0.7827   0.1469
 -10.000  -0.0704   0.12594   0.12030  -0.0431   0.7783   0.1514
  -9.750  -0.0713   0.12589   0.12027  -0.0462   0.7747   0.1551
  -9.500  -0.0849   0.12802   0.12244  -0.0502   0.7719   0.1564
  -9.250  -0.0484   0.12007   0.11447  -0.0493   0.7664   0.1600
  -9.000  -0.0311   0.11722   0.11163  -0.0511   0.7616   0.1655
  -8.750  -0.0268   0.11623   0.11067  -0.0535   0.7577   0.1708
  -8.500  -0.0420   0.11832   0.11281  -0.0580   0.7551   0.1735
  -8.250  -0.0188   0.11293   0.10739  -0.0563   0.7511   0.1769
  -8.000   0.0025   0.10994   0.10444  -0.0586   0.7464   0.1828
  -7.750   0.0054   0.10920   0.10374  -0.0615   0.7425   0.1886
  -7.500  -0.0153   0.11127   0.10589  -0.0657   0.7402   0.1914
  -7.250   0.0087   0.10647   0.10109  -0.0647   0.7360   0.1949
  -7.000   0.0220   0.10424   0.09884  -0.0638   0.7326   0.2004
  -6.750   0.0190   0.10411   0.09879  -0.0666   0.7296   0.2060
  -6.500  -0.0074   0.10620   0.10095  -0.0678   0.7279   0.2087
  -6.250  -0.0391   0.10927   0.10406  -0.0690   0.7275   0.2099
  -5.750  -0.2961   0.12456   0.12036  -0.0304   0.9104   0.1800
  -5.500  -0.2667   0.12447   0.11997  -0.0441   0.8443   0.1920
  -5.250  -0.2288   0.11752   0.11310  -0.0416   0.8279   0.1968
  -5.000  -0.1341   0.10922   0.10450  -0.0518   0.7454   0.2155
  -4.750  -0.1301   0.10854   0.10381  -0.0523   0.7517   0.2222
  -3.500  -0.3558   0.11208   0.10783  -0.0237   0.9088   0.2125
  -3.250  -0.3433   0.10949   0.10523  -0.0228   0.8904   0.2186
  -3.000  -0.3271   0.10873   0.10428  -0.0272   0.8715   0.2295
  -2.500  -0.2936   0.10500   0.10042  -0.0293   0.8434   0.2485
  -2.250  -0.2884   0.10242   0.09789  -0.0268   0.8293   0.2548
  -2.000  -0.2751   0.10140   0.09672  -0.0282   0.8165   0.2682
  -1.750  -0.2487   0.10042   0.09566  -0.0302   0.8067   0.2872
  -1.500  -0.2491   0.09842   0.09367  -0.0273   0.7932   0.2981
  -1.250  -0.2356   0.09821   0.09330  -0.0281   0.7843   0.3235
  -1.000  -0.2245   0.09583   0.09096  -0.0265   0.7730   0.3448
  -0.750  -0.2231   0.09410   0.08923  -0.0238   0.7631   0.3658
  -0.500  -0.2095   0.09250   0.08765  -0.0219   0.7539   0.4062
  -0.250  -0.2145   0.09067   0.08584  -0.0181   0.7447   0.4408
   0.000  -0.2043   0.08885   0.08404  -0.0154   0.7363   0.4811
   0.250  -0.1993   0.08769   0.08285  -0.0130   0.7294   0.5096
   0.500  -0.1882   0.08616   0.08126  -0.0115   0.7186   0.5373
   0.750  -0.1645   0.08592   0.08096  -0.0114   0.7135   0.5610
   1.000  -0.1613   0.08427   0.07924  -0.0098   0.7007   0.5706
   1.250  -0.1172   0.08577   0.08048  -0.0139   0.6955   0.5786
   1.500  -0.1176   0.08464   0.07921  -0.0130   0.6837   0.5760
   1.750  -0.0624   0.08703   0.08122  -0.0194   0.6768   0.5534
   2.250   0.0856   0.09521   0.08703  -0.0400   0.6567   0.2033
   2.500   0.0792   0.09382   0.08529  -0.0373   0.6458   0.1907
   2.750   0.1108   0.09454   0.08581  -0.0381   0.6393   0.1826
   3.000   0.1272   0.09542   0.08631  -0.0377   0.6337   0.1769
   3.250   0.1412   0.09542   0.08610  -0.0370   0.6228   0.1765
   3.500   0.1815   0.09793   0.08825  -0.0386   0.6180   0.1757
   3.750   0.1762   0.09752   0.08771  -0.0368   0.6103   0.1751
   4.000   0.1995   0.09858   0.08856  -0.0369   0.6020   0.1754
   4.250   0.2534   0.10280   0.09253  -0.0412   0.5976   0.1828
   4.500   0.2394   0.10156   0.09125  -0.0391   0.5876   0.1841
   4.750   0.2765   0.10412   0.09348  -0.0414   0.5809   0.1926
   5.000   0.3275   0.10896   0.09818  -0.0452   0.5777   0.2096
   5.250   0.3049   0.10712   0.09635  -0.0426   0.5685   0.2092
   5.500   0.3326   0.10920   0.09845  -0.0436   0.5622   0.2301
   5.750   0.3729   0.11288   0.10234  -0.0453   0.5587   0.2893
   6.000   0.3566   0.11196   0.10146  -0.0433   0.5512   0.3012
   6.250   0.4252   0.11547   0.10597  -0.0542   0.5431   1.0000
   6.500   0.4538   0.11951   0.10971  -0.0547   0.5398   1.0000
   6.750   0.4463   0.12032   0.11045  -0.0534   0.5355   1.0000
   7.000   0.4507   0.12142   0.11143  -0.0526   0.5272   1.0000
   7.250   0.4732   0.12447   0.11429  -0.0527   0.5222   1.0000
   7.500   0.5080   0.13013   0.11975  -0.0537   0.5196   1.0000
   7.750   0.4809   0.12808   0.11773  -0.0516   0.5130   1.0000
   8.000   0.4924   0.13009   0.11964  -0.0513   0.5070   1.0000
   8.250   0.5138   0.13333   0.12275  -0.0514   0.5030   1.0000
   8.500   0.5467   0.13911   0.12839  -0.0524   0.5006   1.0000
   8.750   0.5202   0.13681   0.12612  -0.0507   0.4939   1.0000
   9.000   0.5324   0.13890   0.12813  -0.0505   0.4878   1.0000
   9.250   0.5532   0.14226   0.13141  -0.0507   0.4842   1.0000
   9.500   0.5827   0.14789   0.13694  -0.0515   0.4821   1.0000
   9.750   0.5602   0.14599   0.13506  -0.0504   0.4769   1.0000
  10.000   0.5692   0.14779   0.13681  -0.0502   0.4707   1.0000
  10.250   0.5884   0.15094   0.13990  -0.0504   0.4665   1.0000
  10.500   0.6173   0.15656   0.14546  -0.0511   0.4641   1.0000
  10.750   0.6003   0.15532   0.14422  -0.0505   0.4600   1.0000
  11.000   0.6063   0.15682   0.14570  -0.0506   0.4540   1.0000
  11.250   0.6225   0.15966   0.14852  -0.0507   0.4496   1.0000
  11.500   0.6475   0.16456   0.15338  -0.0512   0.4469   1.0000
  11.750   0.6415   0.16501   0.15382  -0.0513   0.4437   1.0000
  12.000   0.6438   0.16591   0.15473  -0.0514   0.4375   1.0000
<< Back to GOE 744 AIRFOIL (goe744-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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