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

GOE 746 AIRFOIL (goe746-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 746 AIRFOIL (goe746-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.9 at α=2.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe746-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe746-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 746 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.4456   0.14531   0.13984   0.0262   1.0000   0.1011
 -11.000  -0.4456   0.14426   0.13889   0.0222   1.0000   0.1036
 -10.750  -0.4497   0.14415   0.13890   0.0175   1.0000   0.1044
 -10.500  -0.4175   0.13410   0.12887   0.0183   1.0000   0.1090
 -10.250  -0.4056   0.13033   0.12516   0.0156   1.0000   0.1140
 -10.000  -0.4023   0.12856   0.12350   0.0109   1.0000   0.1181
  -9.750  -0.4071   0.12852   0.12359   0.0045   1.0000   0.1193
  -9.500  -0.3706   0.11911   0.11416   0.0052   1.0000   0.1281
  -9.250  -0.3678   0.11753   0.11268  -0.0007   1.0000   0.1335
  -9.000  -0.3494   0.11214   0.10735  -0.0039   1.0000   0.1380
  -8.750  -0.3329   0.10830   0.10356  -0.0077   1.0000   0.1455
  -8.500  -0.3363   0.10775   0.10313  -0.0154   1.0000   0.1493
  -8.250  -0.3082   0.10126   0.09666  -0.0161   0.9917   0.1563
  -8.000  -0.3013   0.09961   0.09498  -0.0263   0.9485   0.1643
  -7.750  -0.2696   0.09354   0.08882  -0.0274   0.9321   0.1741
  -7.500  -0.2781   0.09367   0.08891  -0.0349   0.9142   0.1800
  -7.250  -0.2567   0.08868   0.08387  -0.0330   0.9015   0.1928
  -7.000  -0.2466   0.08562   0.08079  -0.0337   0.8898   0.2025
  -6.750  -0.2491   0.08456   0.07971  -0.0377   0.8791   0.2125
  -6.500  -0.2443   0.08321   0.07831  -0.0399   0.8689   0.2265
  -6.000  -0.2259   0.07805   0.07310  -0.0405   0.8519   0.2574
  -5.750  -0.2129   0.07458   0.06968  -0.0401   0.8439   0.2745
  -5.500  -0.2006   0.07161   0.06671  -0.0380   0.8368   0.2948
  -5.250  -0.1941   0.06968   0.06478  -0.0389   0.8293   0.3210
  -5.000  -0.1848   0.06708   0.06219  -0.0361   0.8230   0.3540
  -4.750   0.1484   0.04581   0.04039  -0.0386   0.8093   1.0000
  -4.500   0.1650   0.04432   0.03890  -0.0412   0.8030   1.0000
  -4.250   0.1800   0.04302   0.03760  -0.0433   0.7966   1.0000
  -4.000  -0.0378   0.05337   0.04849  -0.0115   0.7977   0.7604
  -3.750   0.0714   0.04824   0.04312  -0.0217   0.7897   0.8775
  -3.500   0.0478   0.04816   0.04315  -0.0191   0.7848   0.8410
  -3.250   0.0175   0.04805   0.04313  -0.0158   0.7805   0.8084
  -3.000  -0.0131   0.04761   0.04283  -0.0134   0.7763   0.7786
  -2.750  -0.0594   0.04778   0.04316  -0.0083   0.7723   0.7615
  -2.500  -0.0881   0.04699   0.04246  -0.0069   0.7685   0.7369
  -2.250  -0.1127   0.04608   0.04152  -0.0080   0.7652   0.7059
  -2.000   0.0283   0.04866   0.04135  -0.0552   0.7566   0.2688
  -1.750   0.0632   0.04746   0.03931  -0.0566   0.7523   0.2087
  -1.500   0.0905   0.04636   0.03777  -0.0566   0.7482   0.1872
  -1.250   0.1033   0.04627   0.03732  -0.0557   0.7443   0.1761
  -1.000   0.1200   0.04600   0.03674  -0.0550   0.7406   0.1697
  -0.750   0.1447   0.04586   0.03618  -0.0547   0.7367   0.1664
  -0.500   0.1683   0.04592   0.03591  -0.0544   0.7329   0.1642
  -0.250   0.1775   0.04624   0.03612  -0.0534   0.7303   0.1626
   0.000   0.1904   0.04664   0.03635  -0.0527   0.7282   0.1610
   0.250   0.2131   0.04709   0.03657  -0.0532   0.7253   0.1600
   0.500   0.2648   0.04728   0.03644  -0.0566   0.7181   0.1616
   0.750   0.2743   0.04825   0.03730  -0.0558   0.7170   0.1630
   1.000   0.2831   0.04920   0.03818  -0.0547   0.7167   0.1668
   1.250   0.2927   0.05021   0.03920  -0.0538   0.7167   0.1740
   1.500   0.3052   0.05133   0.04030  -0.0532   0.7178   0.1830
   1.750   0.2890   0.05356   0.04253  -0.0519   0.7487   0.1832
   2.000   0.4020   0.05184   0.04298  -0.0650   0.7069   1.0000
   2.250   0.4243   0.05371   0.04430  -0.0647   0.7042   1.0000
   3.250   0.3431   0.06069   0.05124  -0.0552   0.8231   1.0000
   3.500   0.3561   0.06211   0.05238  -0.0539   0.8029   1.0000
   3.750   0.3774   0.06407   0.05409  -0.0539   0.7835   1.0000
   4.000   0.3996   0.06627   0.05611  -0.0541   0.7668   1.0000
   5.000   0.4699   0.07463   0.06403  -0.0531   0.7060   1.0000
   5.250   0.4819   0.07647   0.06580  -0.0523   0.6917   1.0000
   5.500   0.4917   0.07831   0.06759  -0.0514   0.6784   1.0000
   5.750   0.5025   0.08032   0.06956  -0.0506   0.6659   1.0000
   6.000   0.5178   0.08271   0.07190  -0.0505   0.6548   1.0000
   6.250   0.5504   0.08626   0.07541  -0.0518   0.6434   1.0000
   6.500   0.5481   0.08719   0.07633  -0.0499   0.6308   1.0000
   6.750   0.5516   0.08900   0.07814  -0.0489   0.6203   1.0000
   7.000   0.5749   0.09223   0.08136  -0.0495   0.6119   1.0000
   7.250   0.5846   0.09405   0.08318  -0.0488   0.5999   1.0000
   7.500   0.5847   0.09578   0.08490  -0.0478   0.5902   1.0000
   7.750   0.6133   0.09945   0.08859  -0.0488   0.5834   1.0000
   8.000   0.6055   0.10050   0.08964  -0.0473   0.5734   1.0000
   8.250   0.6342   0.10452   0.09373  -0.0483   0.5673   1.0000
   8.500   0.6281   0.10539   0.09460  -0.0469   0.5565   1.0000
   8.750   0.6494   0.10915   0.09841  -0.0476   0.5518   1.0000
   9.000   0.6439   0.11024   0.09952  -0.0466   0.5425   1.0000
   9.250   0.6741   0.11470   0.10409  -0.0477   0.5376   1.0000
   9.500   0.6601   0.11523   0.10462  -0.0464   0.5285   1.0000
   9.750   0.6891   0.11952   0.10900  -0.0473   0.5227   1.0000
  10.000   0.6765   0.12039   0.10988  -0.0464   0.5152   1.0000
  10.250   0.6953   0.12373   0.11331  -0.0468   0.5090   1.0000
<< Back to GOE 746 AIRFOIL (goe746-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 746 AIRFOIL (goe746-il)