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

GOE 701 AIRFOIL (goe701-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 701 AIRFOIL (goe701-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.46 at α=7.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe701-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe701-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 701 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.2880   0.12652   0.11929  -0.0343   1.0000   0.2015
 -10.000  -0.3047   0.12658   0.11947  -0.0337   1.0000   0.2060
  -9.750  -0.3380   0.12862   0.12169  -0.0329   1.0000   0.2074
  -9.500  -0.2976   0.12032   0.11331  -0.0307   1.0000   0.2140
  -9.250  -0.3059   0.11914   0.11222  -0.0291   1.0000   0.2207
  -9.000  -0.3367   0.12043   0.11368  -0.0275   1.0000   0.2237
  -8.750  -0.3224   0.11560   0.10886  -0.0256   1.0000   0.2280
  -8.500  -0.3212   0.11338   0.10668  -0.0234   1.0000   0.2340
  -8.250  -0.3434   0.11336   0.10679  -0.0213   1.0000   0.2393
  -8.000  -0.3836   0.11497   0.10859  -0.0186   1.0000   0.2411
  -7.750  -0.3513   0.10881   0.10238  -0.0170   1.0000   0.2475
  -7.500  -0.3637   0.10777   0.10143  -0.0145   1.0000   0.2542
  -7.250  -0.4019   0.10864   0.10246  -0.0114   1.0000   0.2574
  -7.000  -0.3883   0.10458   0.09841  -0.0096   1.0000   0.2639
  -6.750  -0.4007   0.10338   0.09729  -0.0068   1.0000   0.2710
  -6.500  -0.4426   0.10396   0.09803  -0.0039   1.0000   0.2747
  -6.250  -0.4341   0.10033   0.09443  -0.0013   1.0000   0.2808
  -6.000  -0.4452   0.09881   0.09296   0.0007   1.0000   0.2893
  -5.750  -0.4693   0.09727   0.09151   0.0011   1.0000   0.2950
  -5.500  -0.4591   0.09436   0.08862   0.0044   1.0000   0.3035
  -5.250  -0.4788   0.09256   0.08688   0.0042   1.0000   0.3128
  -5.000  -0.4747   0.09015   0.08449   0.0072   1.0000   0.3239
  -4.750  -0.4775   0.08763   0.08201   0.0091   1.0000   0.3351
  -4.500  -0.4831   0.08536   0.07977   0.0102   1.0000   0.3499
  -4.250  -0.4859   0.08311   0.07755   0.0117   1.0000   0.3661
  -4.000  -0.4861   0.08080   0.07526   0.0139   1.0000   0.3836
  -3.750  -0.4852   0.07847   0.07296   0.0165   1.0000   0.4023
  -3.500  -0.4841   0.07629   0.07081   0.0193   1.0000   0.4233
  -3.250  -0.4862   0.07414   0.06871   0.0224   1.0000   0.4526
  -3.000  -0.4881   0.07220   0.06683   0.0275   1.0000   0.4872
  -2.750  -0.4895   0.07029   0.06499   0.0343   1.0000   0.5264
  -2.500  -0.4964   0.06855   0.06333   0.0411   1.0000   0.5733
  -2.250  -0.3398   0.05471   0.04706  -0.0223   1.0000   0.2591
  -2.000  -0.3225   0.05241   0.04468  -0.0222   1.0000   0.2537
  -1.750  -0.2948   0.04949   0.04111  -0.0249   1.0000   0.2392
  -1.500  -0.2746   0.04783   0.03913  -0.0253   1.0000   0.2392
  -1.250  -0.2533   0.04649   0.03734  -0.0257   1.0000   0.2410
  -1.000  -0.2356   0.04526   0.03599  -0.0254   1.0000   0.2439
  -0.750  -0.2173   0.04443   0.03499  -0.0251   1.0000   0.2476
  -0.500  -0.1301   0.04527   0.03529  -0.0365   0.9682   0.2640
  -0.250  -0.0876   0.04534   0.03499  -0.0399   0.9550   0.2772
   0.000  -0.0583   0.04515   0.03472  -0.0413   0.9434   0.2891
   0.250  -0.0261   0.04525   0.03472  -0.0430   0.9317   0.3035
   0.500   0.0093   0.04556   0.03489  -0.0451   0.9196   0.3188
   0.750   0.0530   0.04611   0.03529  -0.0484   0.9072   0.3377
   1.000   0.0805   0.04630   0.03539  -0.0495   0.8959   0.3537
   1.250   0.1163   0.04674   0.03577  -0.0517   0.8831   0.3754
   1.500   0.1560   0.04717   0.03626  -0.0544   0.8703   0.4022
   1.750   0.1995   0.04746   0.03683  -0.0575   0.8574   0.4514
   2.000   0.2741   0.04650   0.03729  -0.0660   0.8427   1.0000
   2.250   0.2978   0.04737   0.03777  -0.0659   0.8286   1.0000
   2.500   0.3236   0.04828   0.03843  -0.0661   0.8138   1.0000
   2.750   0.3526   0.04916   0.03911  -0.0667   0.7980   1.0000
   3.000   0.3839   0.04993   0.03973  -0.0673   0.7814   1.0000
   3.250   0.4150   0.05064   0.04031  -0.0678   0.7646   1.0000
   3.500   0.4459   0.05127   0.04084  -0.0682   0.7479   1.0000
   3.750   0.4762   0.05186   0.04135  -0.0684   0.7312   1.0000
   4.000   0.5049   0.05244   0.04187  -0.0683   0.7149   1.0000
   4.250   0.5331   0.05300   0.04239  -0.0681   0.6986   1.0000
   4.500   0.5606   0.05353   0.04290  -0.0678   0.6824   1.0000
   4.750   0.5886   0.05397   0.04332  -0.0674   0.6660   1.0000
   5.000   0.6161   0.05439   0.04373  -0.0668   0.6497   1.0000
   5.250   0.6430   0.05477   0.04413  -0.0662   0.6334   1.0000
   5.500   0.6698   0.05510   0.04447  -0.0654   0.6173   1.0000
   5.750   0.6957   0.05546   0.04484  -0.0645   0.6013   1.0000
   6.000   0.7217   0.05576   0.04518  -0.0636   0.5856   1.0000
   6.250   0.7895   0.05289   0.04236  -0.0646   0.5772   1.0000
   6.500   0.8131   0.05302   0.04254  -0.0632   0.5619   1.0000
   6.750   0.8300   0.05377   0.04331  -0.0615   0.5464   1.0000
   7.000   0.8429   0.05493   0.04450  -0.0597   0.5311   1.0000
   7.250   0.8509   0.05669   0.04629  -0.0579   0.5160   1.0000
   7.500   0.9602   0.04934   0.03907  -0.0600   0.5125   1.0000
   7.750   0.8814   0.05914   0.04883  -0.0551   0.4916   1.0000
   8.000   0.9184   0.05799   0.04774  -0.0540   0.4817   1.0000
   8.250   0.8818   0.06513   0.05488  -0.0526   0.4666   1.0000
   8.500   1.0294   0.05301   0.04293  -0.0538   0.4638   1.0000
   8.750   0.9142   0.06791   0.05778  -0.0504   0.4478   1.0000
   9.250   0.8858   0.07842   0.06832  -0.0495   0.4287   1.0000
   9.500   0.8205   0.08974   0.07960  -0.0509   0.4215   1.0000
   9.750   0.8715   0.08757   0.07754  -0.0492   0.4129   1.0000
  10.000   0.8162   0.09793   0.08788  -0.0511   0.4087   1.0000
  10.250   0.8019   0.10352   0.09351  -0.0519   0.4048   1.0000
  10.500   0.8332   0.10405   0.09411  -0.0508   0.3960   1.0000
  10.750   0.8096   0.11092   0.10101  -0.0524   0.3946   1.0000
  11.000   0.7998   0.11652   0.10666  -0.0537   0.3947   1.0000
  11.250   0.7961   0.12165   0.11184  -0.0549   0.3955   1.0000
<< Back to GOE 701 AIRFOIL (goe701-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 701 AIRFOIL (goe701-il)