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

GOE 425 AIRFOIL (goe425-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 425 AIRFOIL (goe425-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 22.71 at α=2.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe425-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe425-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 425 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.000  -0.2228   0.13090   0.12658  -0.0496   1.0000   0.1128
 -11.750  -0.2278   0.12995   0.12586  -0.0451   0.9989   0.1133
 -11.500  -0.3192   0.13072   0.12596  -0.0452   1.0000   0.1129
 -11.250  -0.2795   0.12425   0.11948  -0.0411   1.0000   0.1148
 -11.000  -0.2621   0.12101   0.11628  -0.0406   1.0000   0.1177
 -10.750  -0.2553   0.11822   0.11354  -0.0418   1.0000   0.1219
 -10.500  -0.2771   0.11670   0.11218  -0.0470   1.0000   0.1267
 -10.250  -0.3187   0.11727   0.11302  -0.0500   0.9964   0.1274
 -10.000  -0.2616   0.11036   0.10605  -0.0474   0.9933   0.1304
  -9.750  -0.2305   0.10597   0.10162  -0.0517   0.9804   0.1350
  -9.500  -0.2616   0.10185   0.09753  -0.0701   0.9556   0.1430
  -9.250  -0.2098   0.09644   0.09206  -0.0658   0.9465   0.1453
  -9.000  -0.1813   0.09301   0.08855  -0.0669   0.9304   0.1493
  -8.750  -0.2222   0.08927   0.08482  -0.0802   0.9054   0.1589
  -8.500  -0.1869   0.08570   0.08118  -0.0745   0.8933   0.1610
  -8.250  -0.1641   0.08371   0.07912  -0.0715   0.8788   0.1655
  -8.000  -0.2123   0.07876   0.07418  -0.0847   0.8607   0.1759
  -7.750  -0.1688   0.07751   0.07286  -0.0749   0.8519   0.1790
  -7.500  -0.1556   0.07543   0.07074  -0.0741   0.8394   0.1850
  -7.250  -0.1712   0.07139   0.06670  -0.0796   0.8284   0.1949
  -7.000  -0.1533   0.06970   0.06495  -0.0770   0.8189   0.2001
  -6.750  -0.1562   0.06600   0.06122  -0.0814   0.8091   0.2128
  -6.500  -0.1555   0.06284   0.05796  -0.0844   0.8006   0.2283
  -6.250  -0.1772   0.04241   0.03560  -0.1008   0.7950   0.1109
  -6.000  -0.1631   0.03875   0.03104  -0.0998   0.7866   0.0990
  -5.750  -0.1417   0.03629   0.02833  -0.0992   0.7806   0.0980
  -5.500  -0.1216   0.03461   0.02640  -0.0986   0.7716   0.0977
  -5.250  -0.0985   0.03289   0.02437  -0.0979   0.7654   0.0971
  -5.000  -0.0754   0.03142   0.02264  -0.0973   0.7589   0.0963
  -4.750  -0.0515   0.03017   0.02113  -0.0967   0.7516   0.0958
  -4.500  -0.0254   0.02898   0.01965  -0.0961   0.7463   0.0958
  -4.250  -0.0010   0.02817   0.01868  -0.0955   0.7393   0.0963
  -4.000   0.0247   0.02747   0.01780  -0.0950   0.7331   0.0977
  -3.750   0.0519   0.02674   0.01689  -0.0946   0.7286   0.1003
  -3.500   0.0758   0.02616   0.01642  -0.0942   0.7226   0.1034
  -3.250   0.1007   0.02571   0.01597  -0.0937   0.7164   0.1065
  -3.000   0.1271   0.02521   0.01540  -0.0931   0.7118   0.1104
  -2.750   0.1508   0.02480   0.01505  -0.0923   0.7071   0.1153
  -2.500   0.1718   0.02467   0.01504  -0.0916   0.7009   0.1234
  -2.250   0.1952   0.02422   0.01464  -0.0908   0.6962   0.1393
  -2.000   0.2153   0.02268   0.01400  -0.0898   0.6926   0.2907
  -1.750   0.2282   0.02260   0.01490  -0.0873   0.6868   0.5608
  -1.500   0.2475   0.02294   0.01541  -0.0856   0.6815   0.6272
  -1.250   0.2701   0.02301   0.01557  -0.0838   0.6775   0.6823
  -1.000   0.2937   0.02297   0.01560  -0.0820   0.6743   0.7332
  -0.750   0.3091   0.02369   0.01650  -0.0803   0.6677   0.7747
  -0.500   0.3306   0.02394   0.01691  -0.0786   0.6628   0.8292
  -0.250   0.3748   0.02389   0.01694  -0.0800   0.6593   0.9098
   0.000   0.4436   0.02386   0.01669  -0.0869   0.6562   0.9659
   0.250   0.4914   0.02489   0.01769  -0.0938   0.6485   1.0000
   0.500   0.5035   0.02534   0.01796  -0.0923   0.6439   1.0000
   0.750   0.5286   0.02546   0.01787  -0.0919   0.6407   1.0000
   1.000   0.5423   0.02649   0.01882  -0.0906   0.6354   1.0000
   1.250   0.5540   0.02768   0.01997  -0.0892   0.6289   1.0000
   1.500   0.5800   0.02794   0.02009  -0.0888   0.6251   1.0000
   1.750   0.6110   0.02791   0.01990  -0.0889   0.6225   1.0000
   2.000   0.6091   0.03028   0.02234  -0.0866   0.6141   1.0000
   2.250   0.6302   0.03095   0.02294  -0.0860   0.6094   1.0000
   2.500   0.6616   0.03089   0.02276  -0.0860   0.6066   1.0000
   2.750   0.6965   0.03067   0.02240  -0.0863   0.6046   1.0000
   3.000   0.6745   0.03468   0.02658  -0.0830   0.5930   1.0000
   3.250   0.7054   0.03467   0.02649  -0.0829   0.5902   1.0000
   3.500   0.7418   0.03429   0.02601  -0.0832   0.5883   1.0000
   3.750   0.7092   0.03934   0.03119  -0.0797   0.5753   1.0000
   4.000   0.7424   0.03918   0.03098  -0.0797   0.5730   1.0000
   4.250   0.7794   0.03877   0.03050  -0.0800   0.5714   1.0000
   4.500   0.7226   0.04600   0.03785  -0.0759   0.5565   1.0000
   4.750   0.7664   0.04502   0.03683  -0.0763   0.5552   1.0000
   5.000   0.8090   0.04413   0.03589  -0.0766   0.5541   1.0000
   5.250   0.7280   0.05399   0.04583  -0.0729   0.5386   1.0000
   5.500   0.6821   0.06070   0.05257  -0.0710   0.5280   1.0000
   5.750   0.6978   0.06233   0.05420  -0.0707   0.5243   1.0000
   6.000   0.7285   0.06274   0.05460  -0.0706   0.5219   1.0000
   6.250   0.7082   0.06762   0.05952  -0.0697   0.5164   1.0000
   6.500   0.6912   0.07205   0.06398  -0.0691   0.5115   1.0000
   6.750   0.6893   0.07553   0.06749  -0.0690   0.5100   1.0000
   7.000   0.6847   0.07936   0.07135  -0.0690   0.5099   1.0000
   7.250   0.7720   0.07491   0.06688  -0.0688   0.5034   1.0000
   7.500   0.7285   0.08200   0.07403  -0.0685   0.5009   1.0000
   7.750   0.7211   0.08612   0.07819  -0.0686   0.5006   1.0000
   8.000   0.7063   0.09009   0.08221  -0.0682   0.4974   1.0000
   8.250   0.7419   0.08871   0.08082  -0.0668   0.4797   1.0000
   8.500   0.8145   0.08464   0.07675  -0.0658   0.4708   1.0000
   9.250   0.8085   0.09308   0.08532  -0.0642   0.4466   1.0000
   9.500   0.8404   0.09278   0.08507  -0.0635   0.4404   1.0000
   9.750   0.8978   0.09009   0.08245  -0.0625   0.4376   1.0000
  10.000   0.8598   0.09640   0.08881  -0.0625   0.4253   1.0000
  10.250   0.9139   0.09371   0.08618  -0.0613   0.4221   1.0000
  10.500   0.8930   0.09827   0.09080  -0.0611   0.4093   1.0000
  10.750   0.8974   0.10037   0.09295  -0.0606   0.3992   1.0000
  11.000   0.9297   0.09946   0.09213  -0.0595   0.3932   1.0000
  11.250   0.9843   0.09553   0.08829  -0.0578   0.3899   1.0000
  11.500   0.9842   0.09748   0.09030  -0.0570   0.3769   1.0000
  11.750   1.0467   0.09172   0.08465  -0.0548   0.3750   1.0000
  12.000   1.0402   0.09456   0.08756  -0.0543   0.3612   1.0000
  12.250   1.0944   0.08972   0.08285  -0.0523   0.3598   1.0000
  12.500   1.0882   0.09262   0.08582  -0.0518   0.3459   1.0000
  12.750   1.0876   0.09491   0.08818  -0.0513   0.3328   1.0000
  13.000   1.1384   0.08996   0.08337  -0.0492   0.3309   1.0000
  13.250   1.1949   0.08387   0.07744  -0.0470   0.3301   1.0000
  13.500   1.2675   0.07553   0.06928  -0.0446   0.3299   1.0000
  13.750   1.2752   0.07639   0.07022  -0.0437   0.3167   1.0000
  14.000   1.3602   0.06688   0.06083  -0.0413   0.3094   1.0000
  14.250   1.3914   0.06477   0.05870  -0.0399   0.2920   1.0000
  14.500   1.4104   0.06434   0.05817  -0.0386   0.2724   1.0000
  14.750   1.4275   0.06421   0.05781  -0.0373   0.2530   1.0000
  15.000   1.4212   0.06729   0.06080  -0.0367   0.2367   1.0000
  15.250   1.4198   0.06984   0.06323  -0.0360   0.2218   1.0000
  15.500   1.4206   0.07214   0.06538  -0.0353   0.2081   1.0000
  15.750   1.4233   0.07420   0.06727  -0.0346   0.1952   1.0000
  16.000   1.4161   0.07783   0.07093  -0.0346   0.1848   1.0000
  16.250   1.4156   0.08055   0.07361  -0.0342   0.1747   1.0000
  16.500   1.4235   0.08205   0.07497  -0.0334   0.1648   1.0000
  16.750   1.4222   0.08504   0.07803  -0.0334   0.1570   1.0000
  17.000   1.4273   0.08711   0.08008  -0.0329   0.1494   1.0000
  17.250   1.4264   0.09008   0.08310  -0.0330   0.1423   1.0000
  17.500   1.4268   0.09288   0.08596  -0.0329   0.1355   1.0000
  17.750   1.4213   0.09658   0.08976  -0.0335   0.1290   1.0000
  18.000   1.4195   0.09972   0.09293  -0.0339   0.1223   1.0000
  18.250   1.4104   0.10408   0.09741  -0.0350   0.1159   1.0000
  18.500   1.4053   0.10780   0.10118  -0.0358   0.1092   1.0000
  18.750   1.3995   0.11170   0.10509  -0.0370   0.1022   1.0000
  19.000   1.3887   0.11655   0.11006  -0.0384   0.0958   1.0000
  19.250   1.3923   0.11879   0.11212  -0.0387   0.0879   1.0000
<< Back to GOE 425 AIRFOIL (goe425-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 425 AIRFOIL (goe425-il)