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

GOE 758 AIRFOIL (goe758-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 758 AIRFOIL (goe758-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.62 at α=4°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe758-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe758-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 758 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.2619   0.12109   0.11442  -0.0375   1.0000   0.2231
  -9.750  -0.2429   0.11679   0.11014  -0.0361   1.0000   0.2308
  -9.500  -0.2671   0.11765   0.11119  -0.0361   1.0000   0.2374
  -9.250  -0.2463   0.11259   0.10616  -0.0345   1.0000   0.2434
  -9.000  -0.2560   0.11177   0.10548  -0.0330   1.0000   0.2518
  -8.750  -0.2748   0.11112   0.10502  -0.0311   1.0000   0.2556
  -8.500  -0.2631   0.10810   0.10204  -0.0283   1.0000   0.2644
  -8.250  -0.2969   0.10954   0.10369  -0.0246   1.0000   0.2693
  -8.000  -0.3015   0.10752   0.10180  -0.0214   1.0000   0.2742
  -7.750  -0.3118   0.10692   0.10132  -0.0176   1.0000   0.2814
  -7.500  -0.3470   0.10838   0.10297  -0.0135   1.0000   0.2853
  -7.250  -0.3908   0.11034   0.10513  -0.0097   1.0000   0.2868
  -7.000  -0.3668   0.10624   0.10101  -0.0074   1.0000   0.2980
  -6.750  -0.4043   0.10734   0.10226  -0.0041   1.0000   0.3024
  -6.500  -0.3905   0.10417   0.09912  -0.0028   0.9989   0.3137
  -6.250  -0.3734   0.10107   0.09600  -0.0062   0.9905   0.3316
  -6.000  -0.3589   0.09819   0.09312  -0.0091   0.9821   0.3494
  -5.750  -0.3491   0.09563   0.09058  -0.0106   0.9732   0.3667
  -5.500  -0.3441   0.09347   0.08843  -0.0113   0.9643   0.3845
  -5.250  -0.3393   0.09118   0.08616  -0.0132   0.9561   0.4058
  -5.000  -0.3251   0.08843   0.08342  -0.0124   0.9477   0.4241
  -4.750  -0.2981   0.08547   0.08042  -0.0139   0.9411   0.4503
  -4.500  -0.3117   0.08448   0.07950  -0.0111   0.9317   0.4725
  -4.250  -0.2975   0.05870   0.05178  -0.0659   0.9245   0.1744
  -4.000  -0.2800   0.05615   0.04917  -0.0658   0.9175   0.1690
  -3.750  -0.2421   0.05170   0.04370  -0.0707   0.9113   0.1566
  -3.500  -0.2208   0.04963   0.04137  -0.0711   0.9042   0.1542
  -3.250  -0.1907   0.04746   0.03875  -0.0726   0.8973   0.1505
  -3.000  -0.1595   0.04574   0.03650  -0.0739   0.8906   0.1477
  -2.750  -0.1351   0.04460   0.03493  -0.0740   0.8832   0.1468
  -2.500  -0.0963   0.04355   0.03352  -0.0760   0.8763   0.1486
  -2.250  -0.0803   0.04315   0.03291  -0.0748   0.8687   0.1518
  -2.000  -0.0377   0.04260   0.03196  -0.0771   0.8614   0.1579
  -1.750  -0.0243   0.04228   0.03170  -0.0755   0.8538   0.1626
  -1.500   0.0128   0.04196   0.03123  -0.0769   0.8462   0.1717
  -1.250   0.0315   0.04191   0.03121  -0.0759   0.8383   0.1819
  -1.000   0.0671   0.04162   0.03104  -0.0774   0.8305   0.2126
  -0.750   0.1096   0.03830   0.03111  -0.0776   0.8230   0.9936
  -0.500   0.1403   0.03918   0.03134  -0.0787   0.8144   1.0000
  -0.250   0.1567   0.04015   0.03194  -0.0780   0.8062   1.0000
   0.000   0.1894   0.04101   0.03240  -0.0794   0.7973   1.0000
   0.250   0.2006   0.04209   0.03324  -0.0781   0.7888   1.0000
   0.500   0.2390   0.04296   0.03377  -0.0800   0.7800   1.0000
   0.750   0.2429   0.04417   0.03481  -0.0779   0.7712   1.0000
   1.000   0.2854   0.04505   0.03541  -0.0803   0.7627   1.0000
   1.250   0.2838   0.04641   0.03665  -0.0777   0.7536   1.0000
   1.500   0.3166   0.04746   0.03748  -0.0788   0.7452   1.0000
   1.750   0.3233   0.04884   0.03874  -0.0773   0.7364   1.0000
   2.000   0.3479   0.05005   0.03979  -0.0776   0.7278   1.0000
   2.250   0.3607   0.05146   0.04109  -0.0768   0.7196   1.0000
   2.500   0.3800   0.05285   0.04236  -0.0766   0.7113   1.0000
   2.750   0.3958   0.05431   0.04373  -0.0762   0.7031   1.0000
   3.000   0.4111   0.05590   0.04523  -0.0758   0.6955   1.0000
   3.250   0.4231   0.05757   0.04682  -0.0752   0.6881   1.0000
   3.500   0.4421   0.05916   0.04833  -0.0751   0.6802   1.0000
   3.750   0.4451   0.06123   0.05036  -0.0740   0.6748   1.0000
   4.000   0.4771   0.06260   0.05164  -0.0749   0.6661   1.0000
   4.250   0.4708   0.06508   0.05411  -0.0734   0.6625   1.0000
   4.500   0.4740   0.06747   0.05648  -0.0728   0.6603   1.0000
   4.750   0.4774   0.07004   0.05904  -0.0724   0.6607   1.0000
   5.000   0.4838   0.07284   0.06182  -0.0726   0.6641   1.0000
   5.250   0.4205   0.08032   0.06946  -0.0732   0.7629   1.0000
   5.500   0.4202   0.08100   0.07013  -0.0712   0.7508   1.0000
   5.750   0.4326   0.08304   0.07214  -0.0711   0.7415   1.0000
   6.000   0.4627   0.08596   0.07503  -0.0728   0.7319   1.0000
   6.250   0.4646   0.08718   0.07624  -0.0714   0.7206   1.0000
   6.500   0.4831   0.08974   0.07878  -0.0720   0.7122   1.0000
   6.750   0.5058   0.09215   0.08119  -0.0728   0.7009   1.0000
   7.000   0.5078   0.09367   0.08271  -0.0716   0.6905   1.0000
   7.250   0.5452   0.09764   0.08668  -0.0741   0.6835   1.0000
   7.500   0.5409   0.09835   0.08741  -0.0722   0.6712   1.0000
   7.750   0.5519   0.10079   0.08986  -0.0721   0.6638   1.0000
   8.000   0.5701   0.10320   0.09229  -0.0726   0.6540   1.0000
   8.250   0.5749   0.10534   0.09445  -0.0721   0.6463   1.0000
   8.500   0.5977   0.10815   0.09731  -0.0729   0.6371   1.0000
   8.750   0.5984   0.11003   0.09921  -0.0722   0.6289   1.0000
   9.000   0.6193   0.11290   0.10213  -0.0730   0.6212   1.0000
   9.250   0.6248   0.11536   0.10463  -0.0728   0.6152   1.0000
   9.500   0.6390   0.11769   0.10702  -0.0730   0.6054   1.0000
   9.750   0.6537   0.12095   0.11033  -0.0736   0.6004   1.0000
  10.000   0.6563   0.12253   0.11196  -0.0731   0.5906   1.0000
  10.250   0.6874   0.12705   0.11657  -0.0748   0.5860   1.0000
  10.500   0.6743   0.12760   0.11715  -0.0734   0.5766   1.0000
  10.750   0.7019   0.13156   0.12122  -0.0747   0.5703   1.0000
<< Back to GOE 758 AIRFOIL (goe758-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 758 AIRFOIL (goe758-il)