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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 423 AIRFOIL (goe423-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 14.38 at α=0.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe423-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe423-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.2739   0.11364   0.10633  -0.0683   0.9718   0.1103
 -10.000  -0.2570   0.10934   0.10199  -0.0719   0.9643   0.1098
  -9.750  -0.2411   0.10490   0.09751  -0.0760   0.9569   0.1091
  -9.500  -0.2283   0.10067   0.09326  -0.0794   0.9476   0.1080
  -9.250  -0.2145   0.09580   0.08835  -0.0843   0.9403   0.1064
  -9.000  -0.2109   0.09109   0.08363  -0.0882   0.9281   0.1049
  -8.750  -0.2116   0.08601   0.07854  -0.0927   0.9154   0.1042
  -8.500  -0.2196   0.08053   0.07303  -0.0974   0.9009   0.1039
  -8.250  -0.2316   0.07502   0.06743  -0.1010   0.8856   0.1035
  -8.000  -0.2387   0.06960   0.06183  -0.1041   0.8732   0.1033
  -7.750  -0.2486   0.06520   0.05723  -0.1046   0.8582   0.1030
  -7.500  -0.2550   0.06114   0.05290  -0.1044   0.8443   0.1027
  -7.250  -0.2521   0.05721   0.04863  -0.1047   0.8341   0.1026
  -7.000  -0.2458   0.05408   0.04518  -0.1042   0.8231   0.1030
  -6.750  -0.2370   0.05162   0.04243  -0.1033   0.8122   0.1041
  -6.500  -0.2220   0.04902   0.03945  -0.1031   0.8040   0.1057
  -6.250  -0.2111   0.04690   0.03696  -0.1019   0.7939   0.1071
  -6.000  -0.1934   0.04460   0.03422  -0.1014   0.7864   0.1084
  -5.750  -0.1753   0.04264   0.03183  -0.1008   0.7789   0.1093
  -5.500  -0.1583   0.04102   0.02978  -0.0996   0.7705   0.1105
  -5.250  -0.1295   0.03968   0.02834  -0.1002   0.7657   0.1126
  -5.000  -0.1135   0.03903   0.02759  -0.0988   0.7567   0.1148
  -4.750  -0.0883   0.03794   0.02627  -0.0987   0.7508   0.1177
  -4.500  -0.0575   0.03660   0.02458  -0.0992   0.7469   0.1205
  -4.250  -0.0427   0.03610   0.02385  -0.0974   0.7383   0.1224
  -4.000  -0.0161   0.03526   0.02287  -0.0974   0.7333   0.1253
  -3.750   0.0146   0.03449   0.02203  -0.0980   0.7299   0.1297
  -3.500   0.0322   0.03431   0.02173  -0.0966   0.7232   0.1340
  -3.250   0.0565   0.03387   0.02111  -0.0961   0.7179   0.1385
  -3.000   0.0865   0.03321   0.02046  -0.0965   0.7142   0.1436
  -2.750   0.1205   0.03257   0.01963  -0.0973   0.7114   0.1525
  -2.500   0.1316   0.03285   0.02000  -0.0952   0.7041   0.1587
  -2.250   0.1573   0.03262   0.01966  -0.0950   0.6998   0.1698
  -2.000   0.1852   0.03218   0.01928  -0.0952   0.6967   0.1845
  -1.750   0.2145   0.03168   0.01887  -0.0955   0.6943   0.2073
  -1.500   0.2218   0.03224   0.01958  -0.0930   0.6883   0.2282
  -1.250   0.2387   0.03228   0.01983  -0.0918   0.6836   0.2677
  -1.000   0.2612   0.03175   0.01974  -0.0912   0.6803   0.3490
  -0.750   0.2798   0.03064   0.01987  -0.0890   0.6779   0.6041
  -0.500   0.4256   0.03006   0.01977  -0.1083   0.6777   0.9962
  -0.250   0.4372   0.03081   0.02034  -0.1065   0.6736   1.0000
   0.000   0.4265   0.03222   0.02168  -0.1013   0.6677   1.0000
   0.250   0.4366   0.03293   0.02222  -0.0989   0.6638   1.0000
   0.500   0.4566   0.03332   0.02241  -0.0979   0.6610   1.0000
   0.750   0.4824   0.03354   0.02243  -0.0976   0.6587   1.0000
   1.000   0.4464   0.03623   0.02514  -0.0894   0.6502   1.0000
   1.250   0.4515   0.03740   0.02621  -0.0866   0.6462   1.0000
   1.500   0.4715   0.03802   0.02668  -0.0857   0.6434   1.0000
   1.750   0.4978   0.03839   0.02691  -0.0856   0.6412   1.0000
   2.250   0.4658   0.04352   0.03199  -0.0766   0.6275   1.0000
   2.500   0.4875   0.04422   0.03259  -0.0761   0.6247   1.0000
   2.750   0.5148   0.04461   0.03287  -0.0761   0.6225   1.0000
   3.250   0.5011   0.04969   0.03791  -0.0706   0.6094   1.0000
   3.500   0.5221   0.05054   0.03869  -0.0702   0.6061   1.0000
   3.750   0.5486   0.05107   0.03915  -0.0702   0.6036   1.0000
   4.250   0.5469   0.05549   0.04355  -0.0662   0.5904   1.0000
   4.500   0.5690   0.05632   0.04434  -0.0659   0.5868   1.0000
   4.750   0.5979   0.05672   0.04470  -0.0659   0.5840   1.0000
   5.000   0.5867   0.05959   0.04759  -0.0634   0.5752   1.0000
   5.250   0.6010   0.06086   0.04885  -0.0626   0.5696   1.0000
   5.500   0.6276   0.06140   0.04936  -0.0625   0.5661   1.0000
   5.750   0.6590   0.06165   0.04961  -0.0627   0.5636   1.0000
   6.000   0.6386   0.06510   0.05311  -0.0598   0.5518   1.0000
   6.250   0.6629   0.06577   0.05378  -0.0596   0.5477   1.0000
   6.500   0.6946   0.06596   0.05397  -0.0597   0.5449   1.0000
   6.750   0.6779   0.06926   0.05732  -0.0573   0.5330   1.0000
   7.000   0.7030   0.06984   0.05792  -0.0571   0.5288   1.0000
   7.250   0.7353   0.06992   0.05802  -0.0571   0.5261   1.0000
   7.500   0.7184   0.07333   0.06149  -0.0550   0.5134   1.0000
   7.750   0.7462   0.07368   0.06188  -0.0548   0.5097   1.0000
   8.000   0.7392   0.07650   0.06476  -0.0533   0.4988   1.0000
   8.250   0.7611   0.07724   0.06554  -0.0529   0.4937   1.0000
   8.500   0.7916   0.07733   0.06570  -0.0527   0.4908   1.0000
   8.750   0.7779   0.08075   0.06919  -0.0512   0.4782   1.0000
   9.000   0.8058   0.08100   0.06950  -0.0509   0.4747   1.0000
   9.250   0.7955   0.08431   0.07288  -0.0497   0.4630   1.0000
   9.500   0.8205   0.08476   0.07339  -0.0494   0.4589   1.0000
   9.750   0.8131   0.08801   0.07672  -0.0484   0.4483   1.0000
  10.000   0.8343   0.08878   0.07758  -0.0480   0.4436   1.0000
  10.500   0.8484   0.09285   0.08181  -0.0469   0.4285   1.0000
  11.000   0.8603   0.09739   0.08653  -0.0460   0.4141   1.0000
  11.250   0.8853   0.09771   0.08697  -0.0456   0.4106   1.0000
  11.500   0.8731   0.10190   0.09124  -0.0453   0.3999   1.0000
  11.750   0.8941   0.10269   0.09214  -0.0450   0.3961   1.0000
  12.000   0.8862   0.10656   0.09611  -0.0448   0.3866   1.0000
  12.250   0.9089   0.10673   0.09640  -0.0442   0.3812   1.0000
  12.500   0.9061   0.10983   0.09959  -0.0440   0.3713   1.0000
  12.750   0.9507   0.10579   0.09569  -0.0421   0.3639   1.0000
  13.000   0.9502   0.10793   0.09793  -0.0415   0.3508   1.0000
  13.250   0.9594   0.10852   0.09861  -0.0405   0.3377   1.0000
  13.500   0.9746   0.10830   0.09850  -0.0394   0.3256   1.0000
  13.750   1.0150   0.10396   0.09431  -0.0373   0.3166   1.0000
  14.000   1.0158   0.10621   0.09667  -0.0369   0.3027   1.0000
  14.250   1.0213   0.10776   0.09834  -0.0365   0.2889   1.0000
  14.500   1.0305   0.10873   0.09943  -0.0360   0.2742   1.0000
  14.750   1.0389   0.10999   0.10082  -0.0356   0.2584   1.0000
  15.000   1.0456   0.11173   0.10268  -0.0354   0.2416   1.0000
  15.250   1.0566   0.11269   0.10372  -0.0350   0.2202   1.0000
  15.500   1.0601   0.11504   0.10610  -0.0351   0.1917   1.0000
  15.750   1.0751   0.11500   0.10568  -0.0341   0.1503   1.0000
  16.000   1.0782   0.11706   0.10726  -0.0338   0.1270   1.0000
  16.250   1.0778   0.12009   0.11005  -0.0340   0.1150   1.0000
<< Back to GOE 423 AIRFOIL (goe423-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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