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

GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 54.89 at α=8.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe300-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe300-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL           
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.500  -0.2680   0.09790   0.09348  -0.0244   1.0000   0.0666
  -7.250  -0.2850   0.09747   0.09317  -0.0209   1.0000   0.0671
  -7.000  -0.2999   0.09689   0.09270  -0.0185   1.0000   0.0678
  -6.750  -0.3144   0.09641   0.09233  -0.0168   1.0000   0.0685
  -6.500  -0.3277   0.09616   0.09217  -0.0163   1.0000   0.0691
  -6.250  -0.2848   0.09314   0.08900  -0.0354   0.9898   0.0705
  -6.000  -0.2710   0.08653   0.08248  -0.0312   0.9861   0.0720
  -5.750  -0.2413   0.08207   0.07799  -0.0354   0.9788   0.0747
  -5.500  -0.2004   0.07767   0.07351  -0.0447   0.9708   0.0788
  -5.250  -0.1373   0.07458   0.07007  -0.0639   0.9578   0.0828
  -5.000  -0.1210   0.06895   0.06457  -0.0627   0.9510   0.0846
  -4.750  -0.0878   0.06505   0.06063  -0.0667   0.9431   0.0893
  -4.500  -0.0253   0.06258   0.05771  -0.0808   0.9317   0.0965
  -4.250   0.0017   0.05709   0.05234  -0.0825   0.9264   0.0990
  -4.000   0.0389   0.05416   0.04929  -0.0870   0.9170   0.1071
  -3.750   0.0833   0.05039   0.04531  -0.0932   0.9096   0.1131
  -3.500   0.1146   0.04778   0.04260  -0.0956   0.8987   0.1203
  -3.250   0.1566   0.04449   0.03912  -0.1001   0.8917   0.1296
  -3.000   0.1904   0.04248   0.03683  -0.1025   0.8787   0.1409
  -2.750   0.2243   0.04072   0.03480  -0.1042   0.8666   0.1544
  -2.500   0.2563   0.03794   0.03190  -0.1054   0.8577   0.1697
  -2.250   0.2813   0.03598   0.02981  -0.1052   0.8440   0.1849
  -2.000   0.3045   0.03396   0.02771  -0.1048   0.8314   0.2018
  -1.750   0.3297   0.03227   0.02591  -0.1048   0.8211   0.2323
  -1.500   0.3535   0.03036   0.02395  -0.1043   0.8112   0.2666
  -1.250   0.3737   0.02867   0.02224  -0.1033   0.7993   0.3139
  -1.000   0.3958   0.02685   0.02040  -0.1023   0.7895   0.3655
  -0.750   0.4222   0.02538   0.01880  -0.1018   0.7793   0.4019
  -0.500   0.4500   0.02417   0.01745  -0.1017   0.7679   0.4169
  -0.250   0.4858   0.02362   0.01652  -0.1025   0.7583   0.4038
   0.000   0.5425   0.02439   0.01612  -0.1040   0.7479   0.1958
   0.250   0.5718   0.02368   0.01513  -0.1034   0.7369   0.1803
   0.500   0.6016   0.02281   0.01400  -0.1029   0.7280   0.1732
   0.750   0.6296   0.02250   0.01342  -0.1021   0.7161   0.1668
   1.000   0.6566   0.02201   0.01281  -0.1015   0.7048   0.1663
   1.250   0.6848   0.02152   0.01215  -0.1008   0.6951   0.1695
   1.500   0.7112   0.02112   0.01173  -0.1002   0.6833   0.1713
   1.750   0.7376   0.02087   0.01144  -0.0996   0.6717   0.1733
   2.000   0.7651   0.02060   0.01110  -0.0989   0.6615   0.1772
   2.250   0.7910   0.02040   0.01087  -0.0981   0.6501   0.1849
   2.500   0.8164   0.02028   0.01078  -0.0973   0.6377   0.1931
   2.750   0.8425   0.02017   0.01062  -0.0965   0.6259   0.2015
   3.000   0.8698   0.02002   0.01038  -0.0958   0.6149   0.2165
   3.250   0.8952   0.01999   0.01038  -0.0952   0.6017   0.2441
   3.500   0.9229   0.01866   0.01046  -0.0948   0.5889   1.0000
   3.750   0.9490   0.01898   0.01051  -0.0940   0.5773   1.0000
   4.000   0.9762   0.01923   0.01052  -0.0934   0.5674   1.0000
   4.250   1.0002   0.01963   0.01088  -0.0927   0.5550   1.0000
   4.500   1.0251   0.01999   0.01117  -0.0920   0.5437   1.0000
   4.750   1.0525   0.02024   0.01126  -0.0916   0.5348   1.0000
   5.000   1.0756   0.02074   0.01183  -0.0909   0.5239   1.0000
   5.250   1.1012   0.02113   0.01217  -0.0904   0.5151   1.0000
   5.500   1.1263   0.02143   0.01243  -0.0898   0.5049   1.0000
   5.750   1.1499   0.02185   0.01291  -0.0890   0.4946   1.0000
   6.000   1.1772   0.02207   0.01301  -0.0886   0.4864   1.0000
   6.250   1.1990   0.02257   0.01365  -0.0878   0.4760   1.0000
   6.500   1.2244   0.02292   0.01401  -0.0873   0.4676   1.0000
   6.750   1.2480   0.02329   0.01444  -0.0865   0.4579   1.0000
   7.000   1.2711   0.02370   0.01492  -0.0857   0.4478   1.0000
   7.250   1.2972   0.02387   0.01501  -0.0852   0.4382   1.0000
   7.500   1.3185   0.02423   0.01551  -0.0841   0.4263   1.0000
   7.750   1.3403   0.02460   0.01597  -0.0831   0.4143   1.0000
   8.000   1.3625   0.02491   0.01630  -0.0821   0.4014   1.0000
   8.250   1.3842   0.02522   0.01664  -0.0810   0.3872   1.0000
   8.500   1.4047   0.02564   0.01706  -0.0797   0.3715   1.0000
   8.750   1.4241   0.02619   0.01760  -0.0783   0.3546   1.0000
   9.000   1.4429   0.02688   0.01827  -0.0769   0.3374   1.0000
   9.250   1.4612   0.02770   0.01909  -0.0755   0.3212   1.0000
   9.500   1.4793   0.02861   0.02000  -0.0742   0.3066   1.0000
   9.750   1.4978   0.02951   0.02091  -0.0730   0.2940   1.0000
  10.000   1.5193   0.03034   0.02164  -0.0721   0.2831   1.0000
  10.250   1.5324   0.03136   0.02292  -0.0702   0.2724   1.0000
  10.500   1.5491   0.03231   0.02395  -0.0688   0.2632   1.0000
  10.750   1.5667   0.03298   0.02460  -0.0675   0.2537   1.0000
  11.000   1.5755   0.03393   0.02578  -0.0651   0.2440   1.0000
  11.250   1.5859   0.03464   0.02655  -0.0630   0.2344   1.0000
  11.500   1.5952   0.03526   0.02713  -0.0607   0.2245   1.0000
  11.750   1.5951   0.03634   0.02843  -0.0573   0.2156   1.0000
  12.000   1.5996   0.03734   0.02943  -0.0547   0.2072   1.0000
  12.250   1.6011   0.03856   0.03073  -0.0520   0.1989   1.0000
  12.500   1.6032   0.04007   0.03234  -0.0497   0.1912   1.0000
  12.750   1.6095   0.04143   0.03366  -0.0478   0.1829   1.0000
  13.000   1.6052   0.04347   0.03592  -0.0455   0.1756   1.0000
  13.250   1.6100   0.04515   0.03751  -0.0439   0.1665   1.0000
  13.500   1.6001   0.04770   0.04034  -0.0418   0.1593   1.0000
  13.750   1.5969   0.05004   0.04270  -0.0403   0.1504   1.0000
  14.000   1.5845   0.05310   0.04595  -0.0390   0.1423   1.0000
  14.250   1.5711   0.05659   0.04960  -0.0381   0.1338   1.0000
  14.500   1.5591   0.06002   0.05299  -0.0377   0.1244   1.0000
  14.750   1.5374   0.06507   0.05837  -0.0381   0.1162   1.0000
  15.000   1.5201   0.06987   0.06324  -0.0388   0.1076   1.0000
  15.250   1.5051   0.07460   0.06792  -0.0397   0.0996   1.0000
  15.500   1.4880   0.08020   0.07370  -0.0410   0.0921   1.0000
  15.750   1.4766   0.08488   0.07833  -0.0419   0.0858   1.0000
  16.000   1.4644   0.09003   0.08362  -0.0432   0.0803   1.0000
  16.250   1.4582   0.09406   0.08756  -0.0438   0.0754   1.0000
  16.500   1.4478   0.09918   0.09289  -0.0451   0.0716   1.0000
  16.750   1.4446   0.10292   0.09661  -0.0457   0.0679   1.0000
  17.000   1.4422   0.10653   0.10026  -0.0460   0.0648   1.0000
  17.250   1.4309   0.11214   0.10612  -0.0480   0.0628   1.0000
  17.500   1.4222   0.11731   0.11145  -0.0499   0.0607   1.0000
  17.750   1.4245   0.12016   0.11425  -0.0504   0.0580   1.0000
  18.000   1.4234   0.12375   0.11787  -0.0510   0.0559   1.0000
  18.250   1.4071   0.13083   0.12523  -0.0546   0.0553   1.0000
  18.500   1.3882   0.13876   0.13342  -0.0590   0.0550   1.0000
  18.750   1.3647   0.14807   0.14298  -0.0647   0.0550   1.0000
  19.000   1.3344   0.15957   0.15471  -0.0721   0.0555   1.0000
  19.250   1.2974   0.17374   0.16904  -0.0815   0.0564   1.0000
<< Back to GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il)