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

GOE 702 AIRFOIL (goe702-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 702 AIRFOIL (goe702-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 31.97 at α=4°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe702-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe702-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 702 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.0804   0.10545   0.10048  -0.0642   0.9127   0.1514
 -10.000  -0.1118   0.10547   0.10049  -0.0704   0.9001   0.1577
  -9.750  -0.0893   0.10090   0.09588  -0.0697   0.8891   0.1594
  -9.500  -0.0628   0.09782   0.09275  -0.0685   0.8797   0.1621
  -9.250  -0.0514   0.09566   0.09058  -0.0685   0.8697   0.1659
  -9.000  -0.0744   0.09502   0.08997  -0.0718   0.8607   0.1728
  -8.750  -0.0770   0.09183   0.08680  -0.0729   0.8519   0.1748
  -8.500  -0.0452   0.08892   0.08381  -0.0703   0.8443   0.1778
  -8.250  -0.0334   0.08698   0.08189  -0.0699   0.8354   0.1832
  -8.000  -0.1024   0.08733   0.08233  -0.0754   0.8265   0.1901
  -7.750  -0.0491   0.08260   0.07755  -0.0719   0.8194   0.1926
  -7.500  -0.0292   0.08038   0.07529  -0.0702   0.8119   0.1961
  -7.250  -0.0256   0.07857   0.07348  -0.0700   0.8042   0.2018
  -7.000  -0.1574   0.05963   0.05430  -0.0896   0.7979   0.1441
  -6.750  -0.1514   0.05623   0.05079  -0.0892   0.7914   0.1419
  -6.500  -0.1513   0.05207   0.04648  -0.0897   0.7839   0.1403
  -6.250  -0.1586   0.04637   0.04040  -0.0905   0.7761   0.1384
  -6.000  -0.1598   0.04156   0.03503  -0.0896   0.7704   0.1389
  -5.750  -0.1544   0.03843   0.03134  -0.0886   0.7614   0.1417
  -5.500  -0.1412   0.03606   0.02854  -0.0870   0.7538   0.1447
  -5.250  -0.1180   0.03523   0.02776  -0.0857   0.7474   0.1483
  -5.000  -0.0995   0.03424   0.02661  -0.0846   0.7368   0.1528
  -4.750  -0.0808   0.03253   0.02428  -0.0828   0.7305   0.1582
  -4.500  -0.0595   0.03172   0.02359  -0.0820   0.7202   0.1626
  -4.250  -0.0357   0.03089   0.02262  -0.0807   0.7123   0.1690
  -4.000  -0.0136   0.02982   0.02124  -0.0794   0.7041   0.1755
  -3.750   0.0101   0.02932   0.02079  -0.0784   0.6940   0.1820
  -3.500   0.0361   0.02841   0.01949  -0.0771   0.6883   0.1906
  -3.250   0.0582   0.02811   0.01936  -0.0763   0.6757   0.1973
  -3.000   0.0852   0.02741   0.01834  -0.0751   0.6693   0.2070
  -2.750   0.1080   0.02714   0.01823  -0.0743   0.6575   0.2146
  -2.500   0.1353   0.02659   0.01738  -0.0733   0.6503   0.2252
  -2.250   0.1591   0.02638   0.01734  -0.0725   0.6401   0.2340
  -2.000   0.1858   0.02593   0.01671  -0.0716   0.6320   0.2454
  -1.750   0.2121   0.02567   0.01647  -0.0708   0.6244   0.2566
  -1.500   0.2366   0.02544   0.01624  -0.0700   0.6143   0.2686
  -1.250   0.2659   0.02491   0.01555  -0.0693   0.6089   0.2845
  -1.000   0.2877   0.02503   0.01577  -0.0685   0.5979   0.3001
  -0.750   0.3156   0.02462   0.01531  -0.0678   0.5918   0.3214
  -0.500   0.3398   0.02453   0.01529  -0.0670   0.5840   0.3447
  -0.250   0.3641   0.02436   0.01523  -0.0662   0.5760   0.3704
   0.000   0.3930   0.02392   0.01472  -0.0655   0.5711   0.4015
   0.250   0.4138   0.02415   0.01509  -0.0646   0.5620   0.4266
   0.500   0.4403   0.02388   0.01488  -0.0640   0.5559   0.4542
   0.750   0.4705   0.02348   0.01442  -0.0637   0.5517   0.4850
   1.000   0.4910   0.02385   0.01506  -0.0630   0.5431   0.5125
   1.250   0.5203   0.02352   0.01486  -0.0629   0.5374   0.5527
   1.500   0.5499   0.02273   0.01442  -0.0623   0.5334   0.6367
   1.750   0.6505   0.02269   0.01499  -0.0764   0.5227   1.0000
   2.000   0.6772   0.02286   0.01493  -0.0759   0.5181   1.0000
   2.250   0.7063   0.02291   0.01470  -0.0756   0.5146   1.0000
   2.500   0.7198   0.02401   0.01589  -0.0741   0.5073   1.0000
   2.750   0.7432   0.02436   0.01612  -0.0732   0.5021   1.0000
   3.000   0.7712   0.02441   0.01597  -0.0727   0.4983   1.0000
   3.250   0.7905   0.02517   0.01671  -0.0716   0.4934   1.0000
   3.500   0.8051   0.02622   0.01779  -0.0702   0.4877   1.0000
   3.750   0.8282   0.02667   0.01817  -0.0694   0.4836   1.0000
   4.000   0.8567   0.02680   0.01815  -0.0690   0.4803   1.0000
   4.250   0.8734   0.02778   0.01912  -0.0677   0.4758   1.0000
   4.500   0.8815   0.02923   0.02068  -0.0657   0.4699   1.0000
   4.750   0.9031   0.02981   0.02121  -0.0648   0.4658   1.0000
   5.000   0.9315   0.03003   0.02132  -0.0645   0.4628   1.0000
   5.250   0.9619   0.03032   0.02146  -0.0645   0.4602   1.0000
   5.500   0.9298   0.03442   0.02595  -0.0593   0.4528   1.0000
   5.750   0.9421   0.03563   0.02717  -0.0578   0.4485   1.0000
   6.000   0.9746   0.03555   0.02700  -0.0578   0.4457   1.0000
   6.250   1.0123   0.03531   0.02663  -0.0583   0.4433   1.0000
   6.500   0.5961   0.07738   0.06953  -0.0494   0.4202   1.0000
   6.750   0.5801   0.08258   0.07476  -0.0499   0.4197   1.0000
   7.000   0.4740   0.09834   0.09082  -0.0551   0.4710   1.0000
   7.250   0.4928   0.10005   0.09249  -0.0549   0.4653   1.0000
   7.500   0.5239   0.10217   0.09456  -0.0550   0.4623   1.0000
   7.750   0.5612   0.10510   0.09745  -0.0556   0.4608   1.0000
   8.000   0.5167   0.10674   0.09912  -0.0543   0.4497   1.0000
   8.250   0.5406   0.10870   0.10104  -0.0542   0.4456   1.0000
   8.500   0.5761   0.11129   0.10359  -0.0545   0.4433   1.0000
   8.750   0.5459   0.11348   0.10581  -0.0540   0.4337   1.0000
   9.000   0.5630   0.11547   0.10778  -0.0539   0.4289   1.0000
   9.250   0.5895   0.11781   0.11010  -0.0539   0.4262   1.0000
   9.500   0.6268   0.12103   0.11331  -0.0543   0.4245   1.0000
   9.750   0.5867   0.12252   0.11483  -0.0540   0.4129   1.0000
  10.000   0.6079   0.12467   0.11697  -0.0539   0.4092   1.0000
  10.250   0.6361   0.12742   0.11972  -0.0540   0.4071   1.0000
  10.500   0.6742   0.13132   0.12361  -0.0545   0.4058   1.0000
  10.750   0.6257   0.13203   0.12436  -0.0545   0.3936   1.0000
  11.000   0.6489   0.13430   0.12664  -0.0544   0.3902   1.0000
  11.250   0.6788   0.13745   0.12979  -0.0545   0.3884   1.0000
  11.500   0.7178   0.14200   0.13436  -0.0551   0.3874   1.0000
  11.750   0.6635   0.14179   0.13418  -0.0555   0.3748   1.0000
  12.000   0.6878   0.14424   0.13664  -0.0555   0.3717   1.0000
<< Back to GOE 702 AIRFOIL (goe702-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 702 AIRFOIL (goe702-il)