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

GOE 123 AIRFOIL (goe123-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 123 AIRFOIL (goe123-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 40.75 at α=8.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe123-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe123-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 123 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.3294   0.11970   0.11269  -0.0254   1.0000   0.0895
  -8.750  -0.3338   0.12014   0.11324  -0.0273   1.0000   0.0903
  -8.500  -0.3412   0.12094   0.11420  -0.0292   1.0000   0.0906
  -8.250  -0.3125   0.10966   0.10281  -0.0261   1.0000   0.0953
  -8.000  -0.3094   0.10719   0.10040  -0.0260   1.0000   0.0986
  -7.750  -0.3117   0.10570   0.09902  -0.0256   1.0000   0.1013
  -7.500  -0.3183   0.10519   0.09865  -0.0255   1.0000   0.1033
  -7.250  -0.3252   0.10557   0.09915  -0.0269   1.0000   0.1044
  -7.000  -0.3301   0.10648   0.10014  -0.0298   1.0000   0.1049
  -6.750  -0.3237   0.09910   0.09283  -0.0242   1.0000   0.1071
  -6.500  -0.3222   0.09603   0.08981  -0.0221   1.0000   0.1099
  -6.250  -0.3226   0.09396   0.08780  -0.0213   1.0000   0.1129
  -6.000  -0.3224   0.09240   0.08629  -0.0219   1.0000   0.1162
  -5.750  -0.3166   0.09271   0.08659  -0.0271   1.0000   0.1188
  -5.500  -0.3135   0.08901   0.08296  -0.0260   1.0000   0.1203
  -5.250  -0.3120   0.08519   0.07920  -0.0227   1.0000   0.1238
  -5.000  -0.3047   0.08292   0.07691  -0.0236   1.0000   0.1295
  -4.750  -0.2879   0.08141   0.07534  -0.0291   1.0000   0.1339
  -4.500  -0.2855   0.07754   0.07155  -0.0260   1.0000   0.1379
  -4.250  -0.2558   0.07706   0.07087  -0.0345   1.0000   0.1464
  -4.000  -0.2553   0.07230   0.06623  -0.0306   1.0000   0.1492
  -3.750  -0.2247   0.07124   0.06497  -0.0374   1.0000   0.1596
  -3.500  -0.2216   0.06674   0.06059  -0.0343   1.0000   0.1633
  -3.000  -0.1746   0.06197   0.05559  -0.0408   1.0000   0.1879
  -2.750  -0.1563   0.05906   0.05265  -0.0420   1.0000   0.2031
  -2.500  -0.1380   0.05619   0.04977  -0.0429   1.0000   0.2198
  -2.250  -0.1116   0.05414   0.04761  -0.0460   1.0000   0.2468
  -2.000  -0.0917   0.05141   0.04487  -0.0469   1.0000   0.2770
  -1.750  -0.0753   0.04856   0.04205  -0.0466   1.0000   0.3145
  -1.500  -0.0610   0.04570   0.03928  -0.0457   1.0000   0.3820
  -1.250  -0.0472   0.04284   0.03652  -0.0441   1.0000   0.4432
  -1.000  -0.0297   0.04024   0.03399  -0.0430   1.0000   0.5020
  -0.750  -0.0077   0.03793   0.03174  -0.0429   1.0000   0.5483
  -0.500   0.0251   0.03616   0.02989  -0.0457   1.0000   0.5773
  -0.250   0.0650   0.03489   0.02849  -0.0505   1.0000   0.5883
   0.000   0.1121   0.03430   0.02763  -0.0575   1.0000   0.5731
   0.250   0.1604   0.03452   0.02744  -0.0650   1.0000   0.5244
   0.500   0.2039   0.03588   0.02820  -0.0709   1.0000   0.4345
   0.750   0.2378   0.03699   0.02883  -0.0738   0.9999   0.3570
   1.250   0.3877   0.03828   0.02858  -0.0901   0.9683   0.2011
   1.500   0.4436   0.03783   0.02787  -0.0954   0.9523   0.1836
   1.750   0.4955   0.03763   0.02736  -0.0997   0.9356   0.1768
   2.000   0.5439   0.03751   0.02697  -0.1033   0.9185   0.1831
   2.250   0.5907   0.03735   0.02660  -0.1062   0.9014   0.1874
   2.500   0.6368   0.03693   0.02617  -0.1089   0.8845   0.1993
   2.750   0.6850   0.03629   0.02572  -0.1121   0.8677   0.2396
   3.000   0.7277   0.03452   0.02506  -0.1134   0.8515   1.0000
   3.250   0.7583   0.03501   0.02527  -0.1134   0.8300   1.0000
   3.500   0.7980   0.03514   0.02527  -0.1146   0.8103   1.0000
   3.750   0.8440   0.03483   0.02494  -0.1162   0.7925   1.0000
   4.000   0.8719   0.03501   0.02513  -0.1153   0.7704   1.0000
   4.250   0.9092   0.03455   0.02470  -0.1150   0.7512   1.0000
   4.500   0.9492   0.03371   0.02395  -0.1146   0.7336   1.0000
   4.750   0.9756   0.03362   0.02392  -0.1129   0.7112   1.0000
   5.000   1.0104   0.03286   0.02324  -0.1117   0.6919   1.0000
   5.250   1.0474   0.03188   0.02236  -0.1105   0.6738   1.0000
   5.500   1.0708   0.03210   0.02267  -0.1087   0.6509   1.0000
   5.750   1.1031   0.03159   0.02224  -0.1074   0.6316   1.0000
   6.000   1.1323   0.03148   0.02221  -0.1060   0.6120   1.0000
   6.250   1.1564   0.03195   0.02283  -0.1046   0.5912   1.0000
   6.500   1.1857   0.03205   0.02301  -0.1034   0.5725   1.0000
   6.750   1.2116   0.03246   0.02351  -0.1020   0.5525   1.0000
   7.000   1.2346   0.03312   0.02430  -0.1004   0.5313   1.0000
   7.250   1.2637   0.03315   0.02439  -0.0989   0.5098   1.0000
   7.500   1.2860   0.03325   0.02454  -0.0966   0.4821   1.0000
   7.750   1.3068   0.03293   0.02415  -0.0937   0.4493   1.0000
   8.000   1.3228   0.03295   0.02422  -0.0907   0.4163   1.0000
   8.250   1.3369   0.03281   0.02409  -0.0874   0.3800   1.0000
   8.500   1.3442   0.03303   0.02431  -0.0835   0.3393   1.0000
   8.750   1.3416   0.03377   0.02491  -0.0785   0.2854   1.0000
   9.000   1.3265   0.03577   0.02646  -0.0725   0.2166   1.0000
   9.250   1.3195   0.03867   0.02878  -0.0680   0.1659   1.0000
   9.500   1.3275   0.04143   0.03125  -0.0652   0.1388   1.0000
   9.750   1.3400   0.04386   0.03354  -0.0631   0.1218   1.0000
  10.000   1.3642   0.04663   0.03634  -0.0621   0.1100   1.0000
  10.250   1.3925   0.04997   0.03981  -0.0616   0.1019   1.0000
  10.500   1.4153   0.05318   0.04304  -0.0610   0.0946   1.0000
  10.750   1.4306   0.05725   0.04752  -0.0596   0.0916   1.0000
  11.000   1.4358   0.06130   0.05210  -0.0573   0.0904   1.0000
  11.250   1.4347   0.06551   0.05678  -0.0548   0.0898   1.0000
  11.500   1.4264   0.06970   0.06140  -0.0520   0.0896   1.0000
  11.750   1.4111   0.07374   0.06580  -0.0489   0.0896   1.0000
  12.000   1.3919   0.07803   0.07041  -0.0465   0.0898   1.0000
  12.250   1.3698   0.08274   0.07540  -0.0449   0.0903   1.0000
  12.500   1.3462   0.08798   0.08088  -0.0443   0.0909   1.0000
  12.750   1.3218   0.09382   0.08693  -0.0448   0.0916   1.0000
  13.000   1.2982   0.10025   0.09352  -0.0463   0.0923   1.0000
  13.250   1.2768   0.10718   0.10058  -0.0485   0.0930   1.0000
  13.500   1.1616   0.13293   0.12650  -0.0699   0.1035   1.0000
  13.750   1.1490   0.14218   0.13572  -0.0743   0.1052   1.0000
<< Back to GOE 123 AIRFOIL (goe123-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 123 AIRFOIL (goe123-il)