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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 744 AIRFOIL (goe744-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.93 at α=5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe744-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe744-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.2366   0.14680   0.14000   0.0050   0.6637   0.0951
 -11.250  -0.2367   0.14584   0.13906   0.0022   0.6604   0.0959
 -11.000  -0.2364   0.14448   0.13773  -0.0003   0.6575   0.0963
 -10.750  -0.2127   0.13813   0.13130   0.0008   0.6539   0.0978
 -10.500  -0.1965   0.13447   0.12767  -0.0008   0.6490   0.0997
 -10.250  -0.1853   0.13161   0.12483  -0.0024   0.6448   0.1019
 -10.000  -0.1773   0.12915   0.12237  -0.0041   0.6412   0.1043
  -9.750  -0.1753   0.12762   0.12083  -0.0063   0.6382   0.1070
  -9.500  -0.1816   0.12733   0.12056  -0.0093   0.6359   0.1083
  -9.250  -0.1708   0.12374   0.11698  -0.0108   0.6326   0.1094
  -9.000  -0.1458   0.11886   0.11212  -0.0109   0.6277   0.1121
  -8.750  -0.1340   0.11612   0.10939  -0.0121   0.6239   0.1152
  -8.500  -0.1277   0.11394   0.10722  -0.0136   0.6206   0.1186
  -8.250  -0.1295   0.11278   0.10607  -0.0162   0.6179   0.1214
  -8.000  -0.1392   0.11237   0.10568  -0.0197   0.6157   0.1225
  -7.750  -0.1264   0.10874   0.10209  -0.0213   0.6119   0.1235
  -7.500  -0.1013   0.10435   0.09773  -0.0210   0.6074   0.1258
  -7.250  -0.0889   0.10167   0.09505  -0.0219   0.6036   0.1286
  -7.000  -0.0822   0.09945   0.09284  -0.0232   0.6005   0.1316
  -6.750  -0.0846   0.09798   0.09137  -0.0250   0.5978   0.1351
  -6.500  -0.0975   0.09806   0.09142  -0.0285   0.5958   0.1374
  -6.250  -0.0884   0.09556   0.08897  -0.0314   0.5916   0.1385
  -6.000  -0.0670   0.09169   0.08517  -0.0308   0.5869   0.1408
  -5.750  -0.0542   0.08931   0.08279  -0.0312   0.5833   0.1446
  -5.500  -0.0492   0.08788   0.08132  -0.0331   0.5802   0.1506
  -5.250  -0.0481   0.08693   0.08026  -0.0366   0.5777   0.1541
  -5.000  -0.0331   0.08329   0.07662  -0.0342   0.5754   0.1570
  -4.750  -0.0173   0.08168   0.07510  -0.0365   0.5694   0.1616
  -4.500  -0.0108   0.08223   0.07545  -0.0417   0.5650   0.1694
  -4.250   0.0029   0.07869   0.07197  -0.0405   0.5616   0.1710
  -4.000   0.0162   0.07620   0.06944  -0.0398   0.5587   0.1733
  -3.500   0.0551   0.06878   0.06132  -0.0465   0.5518   0.0941
  -3.250   0.0700   0.06639   0.05866  -0.0484   0.5463   0.0859
  -3.000   0.0849   0.06489   0.05708  -0.0479   0.5423   0.0843
  -2.750   0.1013   0.06308   0.05509  -0.0472   0.5393   0.0836
  -2.500   0.1194   0.06110   0.05287  -0.0463   0.5370   0.0834
  -2.250   0.1299   0.06084   0.05253  -0.0468   0.5305   0.0832
  -2.000   0.1410   0.06034   0.05189  -0.0466   0.5245   0.0828
  -1.750   0.1579   0.05891   0.05023  -0.0456   0.5209   0.0820
  -1.500   0.1779   0.05718   0.04819  -0.0445   0.5183   0.0809
  -1.250   0.2006   0.05527   0.04592  -0.0431   0.5164   0.0800
  -1.000   0.1941   0.05742   0.04808  -0.0434   0.5057   0.0797
  -0.750   0.2114   0.05652   0.04686  -0.0423   0.5017   0.0793
  -0.500   0.2344   0.05533   0.04535  -0.0411   0.4990   0.0801
  -0.250   0.2607   0.05405   0.04372  -0.0399   0.4971   0.0820
   0.250   0.2645   0.05680   0.04617  -0.0388   0.4819   0.0837
   0.500   0.2932   0.05586   0.04484  -0.0381   0.4794   0.0849
   0.750   0.3257   0.05480   0.04348  -0.0376   0.4776   0.0862
   1.250   0.3216   0.05849   0.04709  -0.0360   0.4624   0.0877
   1.500   0.3636   0.05806   0.04641  -0.0374   0.4600   0.0923
   2.000   0.3688   0.06188   0.04996  -0.0364   0.4464   0.0963
   2.250   0.4039   0.06176   0.04977  -0.0372   0.4434   0.1008
   2.500   0.4401   0.06143   0.04924  -0.0375   0.4414   0.1082
   2.750   0.4137   0.06547   0.05333  -0.0362   0.4311   0.1073
   3.000   0.4364   0.06590   0.05376  -0.0359   0.4275   0.1146
   3.250   0.4642   0.06584   0.05365  -0.0354   0.4251   0.1257
   3.500   0.4515   0.06903   0.05687  -0.0346   0.4167   0.1284
   3.750   0.4651   0.07012   0.05799  -0.0339   0.4123   0.1412
   4.000   0.4878   0.07039   0.05838  -0.0332   0.4094   0.1758
   4.250   0.5135   0.07004   0.05839  -0.0324   0.4075   0.2855
   4.500   0.5601   0.07418   0.06396  -0.0452   0.3968   1.0000
   4.750   0.5779   0.07509   0.06460  -0.0441   0.3937   1.0000
   5.000   0.6001   0.07565   0.06491  -0.0430   0.3915   1.0000
   5.250   0.5796   0.08004   0.06933  -0.0427   0.3833   1.0000
   5.500   0.5917   0.08148   0.07061  -0.0418   0.3792   1.0000
   5.750   0.6118   0.08221   0.07115  -0.0408   0.3765   1.0000
   6.250   0.6072   0.08817   0.07701  -0.0401   0.3660   1.0000
   6.500   0.6205   0.08967   0.07840  -0.0394   0.3626   1.0000
   6.750   0.6400   0.09053   0.07912  -0.0386   0.3602   1.0000
   7.000   0.6327   0.09412   0.08269  -0.0385   0.3544   1.0000
   7.250   0.6350   0.09677   0.08530  -0.0383   0.3496   1.0000
   7.500   0.6471   0.09855   0.08699  -0.0378   0.3467   1.0000
   7.750   0.6642   0.09981   0.08816  -0.0372   0.3446   1.0000
   8.000   0.6661   0.10271   0.09102  -0.0371   0.3408   1.0000
   8.250   0.6586   0.10647   0.09481  -0.0374   0.3354   1.0000
   8.500   0.6689   0.10841   0.09669  -0.0370   0.3319   1.0000
   8.750   0.6849   0.10982   0.09803  -0.0365   0.3295   1.0000
   9.000   0.7029   0.11111   0.09926  -0.0359   0.3278   1.0000
   9.250   0.6868   0.11608   0.10428  -0.0368   0.3231   1.0000
   9.500   0.6868   0.11912   0.10732  -0.0371   0.3192   1.0000
   9.750   0.6972   0.12114   0.10931  -0.0369   0.3161   1.0000
  10.000   0.7139   0.12259   0.11071  -0.0365   0.3136   1.0000
  10.250   0.7326   0.12392   0.11199  -0.0360   0.3120   1.0000
  10.500   0.7172   0.12876   0.11690  -0.0371   0.3082   1.0000
  10.750   0.7158   0.13206   0.12022  -0.0377   0.3046   1.0000
  11.000   0.7239   0.13434   0.12250  -0.0378   0.3014   1.0000
  11.250   0.7373   0.13616   0.12429  -0.0376   0.2989   1.0000
  11.500   0.7552   0.13765   0.12577  -0.0373   0.2969   1.0000
  11.750   0.7575   0.14078   0.12891  -0.0378   0.2947   1.0000
  12.000   0.7494   0.14475   0.13293  -0.0390   0.2912   1.0000
<< Back to GOE 744 AIRFOIL (goe744-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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