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

GOE 692 AIRFOIL (goe692-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 692 AIRFOIL (goe692-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 48.12 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe692-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe692-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 692 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.2848   0.11713   0.11233  -0.0473   0.9812   0.1447
  -8.750  -0.3212   0.11473   0.11000  -0.0568   0.9711   0.1506
  -8.500  -0.3005   0.10930   0.10456  -0.0587   0.9672   0.1522
  -8.250  -0.2631   0.10599   0.10121  -0.0576   0.9632   0.1555
  -8.000  -0.2460   0.10281   0.09801  -0.0605   0.9582   0.1608
  -7.750  -0.2960   0.10066   0.09594  -0.0668   0.9441   0.1665
  -7.500  -0.2763   0.09506   0.09033  -0.0704   0.9408   0.1688
  -7.250  -0.2560   0.09277   0.08803  -0.0677   0.9338   0.1710
  -7.000  -0.2384   0.08971   0.08495  -0.0695   0.9283   0.1749
  -6.750  -0.3350   0.06589   0.06045  -0.0900   0.9102   0.1230
  -6.500  -0.3288   0.06341   0.05793  -0.0884   0.9016   0.1199
  -6.250  -0.3159   0.05794   0.05217  -0.0909   0.8957   0.1180
  -6.000  -0.2948   0.05090   0.04452  -0.0953   0.8924   0.1169
  -5.750  -0.2979   0.04784   0.04108  -0.0926   0.8826   0.1170
  -5.500  -0.2709   0.04360   0.03615  -0.0947   0.8782   0.1195
  -5.250  -0.2331   0.04098   0.03311  -0.0977   0.8754   0.1247
  -5.000  -0.2272   0.04091   0.03306  -0.0946   0.8660   0.1276
  -4.750  -0.1950   0.03920   0.03089  -0.0960   0.8615   0.1338
  -4.500  -0.1545   0.03795   0.02951  -0.0987   0.8585   0.1411
  -4.250  -0.1452   0.03785   0.02930  -0.0961   0.8497   0.1461
  -4.000  -0.1145   0.03688   0.02806  -0.0970   0.8447   0.1540
  -3.750  -0.0739   0.03624   0.02731  -0.0993   0.8415   0.1640
  -3.500  -0.0588   0.03602   0.02698  -0.0977   0.8338   0.1703
  -3.250  -0.0328   0.03583   0.02676  -0.0978   0.8277   0.1790
  -3.000   0.0072   0.03499   0.02580  -0.0999   0.8243   0.1895
  -2.750   0.0528   0.03427   0.02486  -0.1027   0.8220   0.2025
  -2.500   0.0505   0.03483   0.02554  -0.0986   0.8108   0.2073
  -2.250   0.0894   0.03426   0.02483  -0.1003   0.8070   0.2215
  -2.000   0.1338   0.03349   0.02404  -0.1028   0.8046   0.2389
  -1.750   0.1334   0.03423   0.02493  -0.0991   0.7937   0.2466
  -1.500   0.1704   0.03367   0.02442  -0.1006   0.7897   0.2663
  -1.250   0.2135   0.03293   0.02373  -0.1028   0.7872   0.2912
  -1.000   0.2148   0.03391   0.02478  -0.0994   0.7764   0.3032
  -0.750   0.2508   0.03342   0.02441  -0.1006   0.7722   0.3307
  -0.500   0.2928   0.03260   0.02380  -0.1025   0.7697   0.3679
  -0.250   0.3384   0.03148   0.02309  -0.1049   0.7682   0.4376
   0.000   0.3289   0.03277   0.02480  -0.1001   0.7549   0.5040
   0.250   0.3818   0.03119   0.02443  -0.1019   0.7530   1.0000
   0.500   0.4166   0.03122   0.02421  -0.1029   0.7489   1.0000
   0.750   0.4158   0.03252   0.02541  -0.0991   0.7374   1.0000
   1.000   0.4608   0.03201   0.02472  -0.1013   0.7350   1.0000
   1.250   0.5030   0.03164   0.02419  -0.1031   0.7322   1.0000
   1.500   0.4939   0.03344   0.02594  -0.0984   0.7191   1.0000
   1.750   0.5412   0.03269   0.02506  -0.1007   0.7172   1.0000
   2.000   0.5931   0.03180   0.02405  -0.1038   0.7160   1.0000
   2.250   0.5744   0.03415   0.02638  -0.0979   0.7012   1.0000
   2.500   0.6238   0.03316   0.02529  -0.1003   0.6997   1.0000
   2.750   0.6108   0.03552   0.02764  -0.0955   0.6853   1.0000
   3.000   0.6576   0.03452   0.02657  -0.0974   0.6835   1.0000
   3.250   0.6495   0.03683   0.02886  -0.0935   0.6698   1.0000
   3.500   0.6941   0.03581   0.02778  -0.0949   0.6675   1.0000
   3.750   0.7457   0.03441   0.02633  -0.0972   0.6662   1.0000
   4.000   0.8035   0.03286   0.02472  -0.1006   0.6650   1.0000
   4.250   0.7866   0.03517   0.02704  -0.0948   0.6502   1.0000
   4.500   0.8474   0.03320   0.02503  -0.0983   0.6490   1.0000
   4.750   0.9103   0.03132   0.02310  -0.1024   0.6475   1.0000
   5.000   0.8943   0.03338   0.02519  -0.0964   0.6334   1.0000
   5.250   0.9566   0.03157   0.02335  -0.1004   0.6315   1.0000
   5.500   0.9410   0.03366   0.02548  -0.0945   0.6181   1.0000
   5.750   1.0027   0.03189   0.02368  -0.0985   0.6156   1.0000
   6.000   1.0656   0.03018   0.02193  -0.1029   0.6129   1.0000
   6.250   1.0522   0.03202   0.02384  -0.0970   0.5998   1.0000
   6.500   1.1172   0.03017   0.02194  -0.1016   0.5962   1.0000
   6.750   1.1137   0.03141   0.02325  -0.0970   0.5841   1.0000
   7.000   1.1875   0.02893   0.02065  -0.1026   0.5782   1.0000
   7.250   1.1889   0.02967   0.02147  -0.0983   0.5656   1.0000
   7.500   1.2302   0.02872   0.02047  -0.0997   0.5561   1.0000
   7.750   1.2552   0.02853   0.02028  -0.0988   0.5455   1.0000
   8.000   1.2675   0.02893   0.02074  -0.0962   0.5346   1.0000
   8.250   1.3158   0.02802   0.01973  -0.0988   0.5256   1.0000
   8.500   1.3146   0.02878   0.02060  -0.0941   0.5132   1.0000
   8.750   1.3321   0.02888   0.02072  -0.0922   0.5018   1.0000
   9.000   1.3677   0.02842   0.02016  -0.0930   0.4902   1.0000
   9.250   1.3743   0.02882   0.02060  -0.0894   0.4773   1.0000
   9.500   1.3814   0.02934   0.02114  -0.0860   0.4642   1.0000
   9.750   1.3964   0.02965   0.02144  -0.0839   0.4508   1.0000
  10.000   1.4151   0.02991   0.02164  -0.0824   0.4371   1.0000
  10.250   1.4345   0.03021   0.02185  -0.0810   0.4229   1.0000
  10.500   1.4437   0.03091   0.02254  -0.0783   0.4084   1.0000
  10.750   1.4473   0.03189   0.02354  -0.0750   0.3941   1.0000
  11.000   1.4540   0.03287   0.02450  -0.0723   0.3800   1.0000
  11.250   1.4629   0.03382   0.02542  -0.0700   0.3662   1.0000
  11.500   1.4742   0.03472   0.02625  -0.0680   0.3528   1.0000
  11.750   1.4893   0.03552   0.02693  -0.0665   0.3395   1.0000
  12.000   1.4894   0.03698   0.02845  -0.0635   0.3273   1.0000
  12.250   1.4953   0.03836   0.02984  -0.0613   0.3158   1.0000
  12.500   1.5132   0.03928   0.03065  -0.0603   0.3050   1.0000
  12.750   1.5202   0.04070   0.03213  -0.0584   0.2952   1.0000
  13.000   1.5330   0.04203   0.03346  -0.0571   0.2865   1.0000
  13.250   1.5485   0.04318   0.03460  -0.0561   0.2782   1.0000
  13.500   1.5606   0.04464   0.03611  -0.0548   0.2710   1.0000
  13.750   1.5687   0.04619   0.03775  -0.0532   0.2643   1.0000
  14.000   1.6010   0.04692   0.03837  -0.0539   0.2577   1.0000
  14.250   1.5920   0.04934   0.04106  -0.0509   0.2530   1.0000
  14.500   1.6051   0.05065   0.04242  -0.0499   0.2471   1.0000
  14.750   1.6254   0.05179   0.04353  -0.0495   0.2411   1.0000
  15.000   1.6099   0.05460   0.04662  -0.0465   0.2368   1.0000
  15.250   1.6200   0.05596   0.04800  -0.0454   0.2310   1.0000
  15.500   1.6355   0.05721   0.04923  -0.0447   0.2252   1.0000
  15.750   1.6144   0.06062   0.05294  -0.0419   0.2216   1.0000
  16.000   1.6138   0.06259   0.05499  -0.0405   0.2162   1.0000
  16.250   1.6288   0.06352   0.05586  -0.0398   0.2096   1.0000
  16.500   1.6018   0.06772   0.06036  -0.0376   0.2063   1.0000
  16.750   1.5955   0.07019   0.06293  -0.0363   0.2009   1.0000
  17.000   1.6099   0.07097   0.06362  -0.0357   0.1944   1.0000
  17.250   1.5791   0.07619   0.06916  -0.0344   0.1915   1.0000
  17.500   1.5606   0.08045   0.07361  -0.0338   0.1875   1.0000
  17.750   1.5976   0.07881   0.07175  -0.0334   0.1804   1.0000
  18.000   1.5587   0.08557   0.07888  -0.0331   0.1781   1.0000
  18.250   1.5198   0.09299   0.08661  -0.0337   0.1756   1.0000
  18.500   1.5045   0.09761   0.09138  -0.0342   0.1715   1.0000
  18.750   1.4207   0.11311   0.10728  -0.0387   0.1711   1.0000
<< Back to GOE 692 AIRFOIL (goe692-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 692 AIRFOIL (goe692-il)