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

GOE 423 AIRFOIL (goe423-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 423 AIRFOIL (goe423-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 22.81 at α=0.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe423-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe423-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 423 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.500  -0.2753   0.14281   0.13761  -0.0469   1.0000   0.1189
 -12.250  -0.3025   0.14314   0.13803  -0.0472   1.0000   0.1222
 -12.000  -0.3492   0.14456   0.13959  -0.0482   1.0000   0.1230
 -11.750  -0.3140   0.13831   0.13334  -0.0445   1.0000   0.1245
 -11.500  -0.3059   0.13603   0.13110  -0.0418   1.0000   0.1261
 -11.250  -0.3077   0.13458   0.12971  -0.0396   1.0000   0.1280
 -11.000  -0.3118   0.13314   0.12834  -0.0382   0.9996   0.1304
 -10.750  -0.3163   0.12989   0.12509  -0.0477   0.9938   0.1367
 -10.500  -0.3025   0.12411   0.11930  -0.0533   0.9884   0.1388
 -10.250  -0.2584   0.11935   0.11448  -0.0552   0.9845   0.1422
 -10.000  -0.2338   0.11522   0.11031  -0.0602   0.9796   0.1473
  -9.750  -0.2721   0.11153   0.10670  -0.0757   0.9682   0.1538
  -9.500  -0.2141   0.10576   0.10084  -0.0737   0.9653   0.1560
  -9.250  -0.1769   0.10191   0.09695  -0.0763   0.9591   0.1606
  -9.000  -0.2168   0.09812   0.09320  -0.0918   0.9416   0.1703
  -8.750  -0.1550   0.09250   0.08753  -0.0904   0.9422   0.1731
  -8.500  -0.1125   0.08854   0.08350  -0.0936   0.9389   0.1778
  -8.250  -0.1793   0.08400   0.07896  -0.1064   0.9079   0.1885
  -8.000  -0.1078   0.08013   0.07509  -0.1033   0.9090   0.1910
  -7.750  -0.0733   0.07743   0.07234  -0.1035   0.9001   0.1969
  -7.500  -0.1243   0.07284   0.06769  -0.1101   0.8751   0.2075
  -7.250  -0.0744   0.07038   0.06522  -0.1078   0.8713   0.2115
  -6.750  -0.0791   0.06446   0.05917  -0.1098   0.8422   0.2283
  -6.500  -0.0563   0.06205   0.05669  -0.1097   0.8356   0.2353
  -6.250  -0.1333   0.04436   0.03699  -0.1167   0.8191   0.1373
  -6.000  -0.1198   0.04197   0.03451  -0.1154   0.8084   0.1363
  -5.750  -0.0976   0.03921   0.03148  -0.1154   0.8023   0.1350
  -5.500  -0.0824   0.03720   0.02921  -0.1140   0.7936   0.1336
  -5.250  -0.0620   0.03515   0.02682  -0.1132   0.7866   0.1325
  -5.000  -0.0349   0.03313   0.02441  -0.1133   0.7823   0.1325
  -4.750  -0.0216   0.03236   0.02340  -0.1113   0.7732   0.1337
  -4.500   0.0038   0.03116   0.02185  -0.1109   0.7680   0.1355
  -4.250   0.0339   0.02993   0.02025  -0.1111   0.7644   0.1369
  -4.000   0.0484   0.02951   0.01967  -0.1092   0.7568   0.1380
  -3.750   0.0741   0.02845   0.01857  -0.1091   0.7518   0.1405
  -3.500   0.1048   0.02764   0.01768  -0.1095   0.7482   0.1449
  -3.250   0.1279   0.02731   0.01724  -0.1088   0.7431   0.1494
  -3.000   0.1469   0.02723   0.01701  -0.1074   0.7370   0.1530
  -2.750   0.1745   0.02643   0.01628  -0.1075   0.7332   0.1582
  -2.500   0.2050   0.02590   0.01570  -0.1079   0.7303   0.1666
  -2.250   0.2281   0.02562   0.01550  -0.1073   0.7267   0.1759
  -2.000   0.2396   0.02606   0.01602  -0.1051   0.7211   0.1859
  -1.750   0.2607   0.02585   0.01596  -0.1042   0.7174   0.2026
  -1.500   0.2858   0.02535   0.01569  -0.1037   0.7144   0.2379
  -1.250   0.3121   0.02443   0.01527  -0.1034   0.7120   0.3259
  -1.000   0.3109   0.02440   0.01649  -0.0992   0.7068   0.5717
  -0.750   0.4136   0.02407   0.01701  -0.1102   0.7051   0.9555
  -0.500   0.5345   0.02404   0.01664  -0.1281   0.7030   1.0000
  -0.250   0.5431   0.02470   0.01721  -0.1257   0.6996   1.0000
   0.000   0.5580   0.02516   0.01755  -0.1240   0.6969   1.0000
   0.250   0.5795   0.02541   0.01766  -0.1232   0.6945   1.0000
   0.500   0.5465   0.02796   0.02028  -0.1147   0.6883   1.0000
   0.750   0.5004   0.03118   0.02355  -0.1048   0.6822   1.0000
   1.000   0.5101   0.03213   0.02441  -0.1024   0.6793   1.0000
   1.250   0.5414   0.03218   0.02434  -0.1028   0.6775   1.0000
   1.500   0.5793   0.03202   0.02405  -0.1042   0.6762   1.0000
   1.750   0.3627   0.04512   0.03745  -0.0777   0.6642   1.0000
   2.000   0.3842   0.04605   0.03828  -0.0774   0.6617   1.0000
   2.250   0.4239   0.04602   0.03814  -0.0786   0.6593   1.0000
   2.500   0.4353   0.04770   0.03976  -0.0775   0.6567   1.0000
   2.750   0.4000   0.05181   0.04389  -0.0729   0.6535   1.0000
   3.000   0.3955   0.05423   0.04630  -0.0708   0.6511   1.0000
   3.250   0.3315   0.06144   0.05367  -0.0672   0.6834   1.0000
   3.500   0.3583   0.06263   0.05479  -0.0677   0.6794   1.0000
   3.750   0.3824   0.06424   0.05635  -0.0683   0.6776   1.0000
   4.000   0.4057   0.06612   0.05818  -0.0689   0.6766   1.0000
   4.250   0.4500   0.06241   0.05432  -0.0663   0.6314   1.0000
   4.500   0.4898   0.06240   0.05424  -0.0671   0.6244   1.0000
   4.750   0.5018   0.06390   0.05573  -0.0661   0.6173   1.0000
   5.000   0.4992   0.06616   0.05799  -0.0644   0.6112   1.0000
   5.250   0.5580   0.06502   0.05679  -0.0661   0.6044   1.0000
   5.500   0.4695   0.07459   0.06654  -0.0625   0.6284   1.0000
   5.750   0.5703   0.06843   0.06020  -0.0634   0.5879   1.0000
   6.000   0.6353   0.06695   0.05868  -0.0653   0.5843   1.0000
   6.250   0.5985   0.07096   0.06274  -0.0616   0.5709   1.0000
   6.500   0.6503   0.07006   0.06181  -0.0626   0.5668   1.0000
   6.750   0.6294   0.07337   0.06517  -0.0600   0.5539   1.0000
   7.000   0.6727   0.07284   0.06463  -0.0605   0.5494   1.0000
   7.250   0.7263   0.07175   0.06355  -0.0615   0.5472   1.0000
   7.500   0.6969   0.07564   0.06748  -0.0587   0.5323   1.0000
   7.750   0.7442   0.07481   0.06668  -0.0593   0.5298   1.0000
   8.000   0.7223   0.07843   0.07034  -0.0570   0.5154   1.0000
   8.250   0.7463   0.07910   0.07104  -0.0566   0.5091   1.0000
   8.500   0.7454   0.08156   0.07354  -0.0555   0.4989   1.0000
   8.750   0.7840   0.08111   0.07314  -0.0556   0.4960   1.0000
   9.000   0.7663   0.08501   0.07708  -0.0541   0.4830   1.0000
   9.250   0.8038   0.08444   0.07656  -0.0540   0.4796   1.0000
   9.500   0.7872   0.08853   0.08070  -0.0528   0.4674   1.0000
   9.750   0.8191   0.08842   0.08065  -0.0526   0.4636   1.0000
  10.000   0.8766   0.08511   0.07740  -0.0522   0.4610   1.0000
  10.250   0.8492   0.09045   0.08278  -0.0512   0.4475   1.0000
  10.500   0.9401   0.08172   0.07413  -0.0499   0.4449   1.0000
  10.750   0.9199   0.08627   0.07873  -0.0489   0.4310   1.0000
  11.000   0.9876   0.08012   0.07269  -0.0477   0.4293   1.0000
  12.000   1.0608   0.07894   0.07186  -0.0432   0.3952   1.0000
  12.250   1.0866   0.07726   0.07028  -0.0420   0.3861   1.0000
  12.500   1.1686   0.06739   0.06058  -0.0403   0.3837   1.0000
  12.750   1.1848   0.06703   0.06031  -0.0391   0.3696   1.0000
  13.000   1.2148   0.06500   0.05836  -0.0380   0.3524   1.0000
  13.250   1.2233   0.06595   0.05930  -0.0369   0.3270   1.0000
  13.500   1.2338   0.06627   0.05929  -0.0352   0.2800   1.0000
  13.750   1.2185   0.07007   0.06267  -0.0337   0.2261   1.0000
  14.000   1.1946   0.07533   0.06748  -0.0327   0.1706   1.0000
  14.250   1.1716   0.08077   0.07251  -0.0320   0.1385   1.0000
  14.500   1.1575   0.08532   0.07684  -0.0315   0.1229   1.0000
  14.750   1.1501   0.08903   0.08038  -0.0310   0.1140   1.0000
  15.000   1.1520   0.09156   0.08291  -0.0305   0.1070   1.0000
  15.250   1.1581   0.09327   0.08448  -0.0296   0.1018   1.0000
  15.500   1.1693   0.09451   0.08575  -0.0288   0.0972   1.0000
  15.750   1.1828   0.09521   0.08636  -0.0277   0.0931   1.0000
  16.000   1.2023   0.09506   0.08615  -0.0263   0.0897   1.0000
  16.250   1.2212   0.09521   0.08632  -0.0252   0.0870   1.0000
  16.500   1.2434   0.09489   0.08595  -0.0238   0.0845   1.0000
  16.750   1.2794   0.09262   0.08343  -0.0216   0.0816   1.0000
  17.000   1.2960   0.09348   0.08442  -0.0207   0.0800   1.0000
  17.250   1.3121   0.09448   0.08555  -0.0200   0.0782   1.0000
  17.500   1.3310   0.09520   0.08636  -0.0191   0.0768   1.0000
  17.750   1.3508   0.09592   0.08717  -0.0183   0.0755   1.0000
  18.000   1.3728   0.09649   0.08776  -0.0174   0.0741   1.0000
  18.250   1.4132   0.09574   0.08688  -0.0160   0.0722   1.0000
  18.500   1.4116   0.09898   0.09041  -0.0161   0.0717   1.0000
  18.750   1.4093   0.10241   0.09410  -0.0163   0.0712   1.0000
  19.000   1.4060   0.10605   0.09801  -0.0166   0.0709   1.0000
  19.250   1.3994   0.11014   0.10236  -0.0172   0.0707   1.0000
<< Back to GOE 423 AIRFOIL (goe423-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 423 AIRFOIL (goe423-il)