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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 423 AIRFOIL (goe423-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.73 at α=10°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe423-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe423-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.3370   0.13563   0.12931  -0.0246   1.0000   0.2534
  -9.500  -0.3614   0.13660   0.13043  -0.0215   1.0000   0.2579
  -9.250  -0.4049   0.13856   0.13255  -0.0236   0.9957   0.2622
  -9.000  -0.3356   0.13033   0.12416  -0.0272   0.9893   0.2720
  -8.750  -0.3522   0.12923   0.12311  -0.0329   0.9803   0.2820
  -8.500  -0.3018   0.12361   0.11739  -0.0359   0.9725   0.2954
  -8.250  -0.2874   0.12013   0.11388  -0.0395   0.9644   0.3059
  -8.000  -0.3104   0.12023   0.11404  -0.0425   0.9547   0.3195
  -7.750  -0.2544   0.11415   0.10786  -0.0445   0.9472   0.3313
  -7.500  -0.2435   0.11117   0.10487  -0.0473   0.9399   0.3447
  -7.250  -0.2765   0.11192   0.10571  -0.0455   0.9285   0.3581
  -7.000  -0.2453   0.10809   0.10182  -0.0481   0.9231   0.3768
  -6.750  -0.2201   0.10501   0.09871  -0.0477   0.9155   0.3924
  -6.500  -0.2099   0.10289   0.09659  -0.0476   0.9089   0.4113
  -6.250  -0.2055   0.10121   0.09492  -0.0470   0.9031   0.4323
  -6.000  -0.1997   0.09947   0.09320  -0.0446   0.8954   0.4465
  -5.750  -0.2045   0.09844   0.09220  -0.0428   0.8899   0.4716
  -5.500  -0.2068   0.09738   0.09116  -0.0395   0.8840   0.4908
  -5.250  -0.2175   0.09681   0.09065  -0.0349   0.8784   0.5106
  -5.000  -0.1728   0.09343   0.08721  -0.0369   0.8747   0.5423
  -4.750  -0.1416   0.09104   0.08478  -0.0376   0.8715   0.5832
  -4.500  -0.1867   0.09277   0.08664  -0.0273   0.8673   0.6096
  -4.250  -0.3493   0.07050   0.06266  -0.0647   0.8713   0.2252
  -4.000  -0.3363   0.06855   0.06061  -0.0643   0.8696   0.2210
  -3.750  -0.3238   0.06652   0.05836  -0.0643   0.8694   0.2169
  -3.500  -0.3037   0.06364   0.05475  -0.0662   0.8699   0.2082
  -3.250  -0.2840   0.06230   0.05295  -0.0667   0.8704   0.2048
  -3.000  -0.2936   0.06171   0.05228  -0.0627   0.8771   0.2041
  -2.750  -0.2814   0.06084   0.05115  -0.0619   0.8812   0.2034
  -2.500  -0.4576   0.06051   0.05169  -0.0300   1.0000   0.2052
  -2.250  -0.4376   0.05886   0.04979  -0.0304   1.0000   0.2038
  -2.000  -0.4166   0.05743   0.04808  -0.0309   1.0000   0.2023
  -1.750  -0.3931   0.05635   0.04666  -0.0317   0.9995   0.2019
  -1.500  -0.3633   0.05588   0.04576  -0.0334   0.9970   0.2040
  -1.250  -0.3309   0.05580   0.04525  -0.0355   0.9943   0.2065
  -1.000  -0.3032   0.05557   0.04491  -0.0369   0.9921   0.2095
  -0.750  -0.2754   0.05557   0.04479  -0.0382   0.9878   0.2131
  -0.500  -0.2424   0.05621   0.04519  -0.0404   0.9837   0.2201
  -0.250  -0.2087   0.05715   0.04596  -0.0426   0.9814   0.2283
   0.000  -0.1894   0.05699   0.04576  -0.0424   0.9769   0.2358
   0.250  -0.1587   0.05770   0.04638  -0.0440   0.9719   0.2472
   0.500  -0.1231   0.05914   0.04781  -0.0464   0.9688   0.2670
   0.750  -0.1029   0.05924   0.04796  -0.0462   0.9642   0.2884
   1.000  -0.0731   0.05976   0.04872  -0.0477   0.9593   0.3373
   1.250  -0.0406   0.05820   0.04981  -0.0477   0.9562   1.0000
   1.500  -0.0177   0.05968   0.05074  -0.0482   0.9510   1.0000
   1.750   0.0066   0.06104   0.05176  -0.0492   0.9422   1.0000
   2.000   0.0424   0.06413   0.05451  -0.0522   0.9381   1.0000
   2.250   0.0504   0.06396   0.05420  -0.0505   0.9278   1.0000
   2.500   0.0857   0.06693   0.05692  -0.0535   0.9224   1.0000
   2.750   0.0935   0.06706   0.05694  -0.0517   0.9127   1.0000
   3.000   0.1275   0.06986   0.05955  -0.0545   0.9062   1.0000
   3.250   0.1359   0.07030   0.05990  -0.0530   0.8965   1.0000
   3.500   0.1690   0.07306   0.06251  -0.0556   0.8894   1.0000
   3.750   0.1770   0.07364   0.06301  -0.0541   0.8796   1.0000
   4.000   0.2107   0.07655   0.06580  -0.0568   0.8721   1.0000
   4.250   0.2169   0.07707   0.06628  -0.0551   0.8618   1.0000
   4.500   0.2519   0.08027   0.06937  -0.0580   0.8543   1.0000
   4.750   0.2559   0.08064   0.06972  -0.0560   0.8429   1.0000
   5.000   0.2934   0.08434   0.07333  -0.0593   0.8362   1.0000
   5.250   0.2944   0.08441   0.07338  -0.0569   0.8237   1.0000
   5.500   0.3357   0.08887   0.07776  -0.0608   0.8177   1.0000
   5.750   0.3330   0.08843   0.07733  -0.0579   0.8041   1.0000
   6.000   0.3482   0.09052   0.07940  -0.0579   0.7957   1.0000
   6.250   0.3726   0.09280   0.08167  -0.0591   0.7844   1.0000
   6.500   0.3782   0.09404   0.08291  -0.0578   0.7734   1.0000
   6.750   0.4134   0.09766   0.08651  -0.0605   0.7650   1.0000
   7.000   0.4126   0.09818   0.08705  -0.0584   0.7522   1.0000
   7.250   0.4499   0.10259   0.09144  -0.0615   0.7459   1.0000
   7.500   0.4493   0.10275   0.09163  -0.0593   0.7319   1.0000
   7.750   0.4563   0.10450   0.09340  -0.0585   0.7219   1.0000
   8.000   0.4855   0.10765   0.09657  -0.0603   0.7126   1.0000
   8.250   0.4853   0.10869   0.09764  -0.0587   0.7008   1.0000
   8.500   0.5226   0.11299   0.10197  -0.0615   0.6938   1.0000
   8.750   0.5142   0.11316   0.10217  -0.0589   0.6815   1.0000
   9.000   0.5531   0.11800   0.10705  -0.0619   0.6758   1.0000
   9.250   0.5417   0.11772   0.10682  -0.0592   0.6628   1.0000
   9.500   0.5765   0.12245   0.11159  -0.0617   0.6575   1.0000
   9.750   0.5649   0.12224   0.11142  -0.0592   0.6454   1.0000
  10.000   0.6008   0.12700   0.11625  -0.0617   0.6400   1.0000
  10.250   0.5864   0.12680   0.11609  -0.0592   0.6286   1.0000
  10.500   0.6181   0.13097   0.12033  -0.0611   0.6223   1.0000
  10.750   0.6078   0.13167   0.12107  -0.0595   0.6140   1.0000
  11.000   0.6293   0.13464   0.12413  -0.0604   0.6056   1.0000
  11.250   0.6406   0.13775   0.12731  -0.0608   0.6005   1.0000
  11.500   0.6434   0.13892   0.12854  -0.0602   0.5897   1.0000
  11.750   0.6797   0.14435   0.13409  -0.0625   0.5843   1.0000
  12.000   0.6615   0.14370   0.13346  -0.0606   0.5741   1.0000
  12.250   0.6919   0.14805   0.13794  -0.0622   0.5667   1.0000
<< Back to GOE 423 AIRFOIL (goe423-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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