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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 702 AIRFOIL (goe702-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.05 at α=10.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe702-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe702-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.1835   0.13374   0.12712  -0.0320   1.0000   0.2210
 -11.250  -0.2095   0.13656   0.13009  -0.0334   1.0000   0.2248
 -11.000  -0.2101   0.13390   0.12757  -0.0317   1.0000   0.2265
 -10.750  -0.2102   0.13202   0.12577  -0.0280   1.0000   0.2290
 -10.500  -0.2207   0.13192   0.12577  -0.0244   1.0000   0.2316
 -10.250  -0.2326   0.13191   0.12584  -0.0216   1.0000   0.2352
 -10.000  -0.2499   0.13242   0.12643  -0.0193   1.0000   0.2398
  -9.750  -0.2851   0.13507   0.12919  -0.0176   1.0000   0.2430
  -9.500  -0.2913   0.13304   0.12724  -0.0169   0.9991   0.2450
  -9.250  -0.2356   0.12580   0.11991  -0.0221   0.9906   0.2550
  -9.000  -0.2588   0.12748   0.12163  -0.0277   0.9818   0.2626
  -8.750  -0.1934   0.11816   0.11223  -0.0321   0.9740   0.2699
  -8.500  -0.1858   0.11655   0.11061  -0.0375   0.9660   0.2808
  -8.250  -0.1572   0.11149   0.10553  -0.0412   0.9572   0.2871
  -8.000  -0.1384   0.10910   0.10310  -0.0468   0.9496   0.3007
  -7.750  -0.1125   0.10454   0.09854  -0.0498   0.9399   0.3073
  -7.500  -0.0942   0.10224   0.09620  -0.0558   0.9327   0.3213
  -7.250  -0.0620   0.09749   0.09142  -0.0583   0.9226   0.3288
  -6.750  -0.0112   0.09101   0.08488  -0.0656   0.9040   0.3551
  -6.500  -0.0618   0.09405   0.08803  -0.0627   0.8894   0.3632
  -6.250   0.0056   0.08737   0.08124  -0.0689   0.8828   0.3813
  -6.000   0.0216   0.08472   0.07860  -0.0683   0.8701   0.3911
  -5.750  -0.0120   0.08618   0.08015  -0.0641   0.8556   0.4026
  -5.500   0.0330   0.08164   0.07553  -0.0675   0.8471   0.4201
  -5.250   0.0195   0.08107   0.07502  -0.0637   0.8326   0.4284
  -5.000   0.0012   0.08137   0.07538  -0.0592   0.8187   0.4413
  -4.750   0.0030   0.07992   0.07392  -0.0578   0.8092   0.4627
  -4.500   0.0222   0.07768   0.07170  -0.0559   0.7952   0.4765
  -4.250  -0.1502   0.06828   0.06156  -0.0708   0.7837   0.2460
  -4.000  -0.1445   0.06503   0.05797  -0.0720   0.7734   0.2424
  -3.750  -0.1391   0.06286   0.05554  -0.0715   0.7634   0.2425
  -3.500  -0.1288   0.06025   0.05249  -0.0719   0.7536   0.2438
  -3.250  -0.1129   0.06024   0.05269  -0.0699   0.7434   0.2499
  -3.000  -0.1012   0.05911   0.05136  -0.0691   0.7338   0.2542
  -2.750  -0.0697   0.05669   0.04828  -0.0714   0.7267   0.2622
  -2.500  -0.0815   0.05700   0.04859  -0.0675   0.7164   0.2646
  -2.250  -0.0347   0.05585   0.04728  -0.0696   0.7090   0.2778
  -2.000  -0.0521   0.05658   0.04784  -0.0656   0.7001   0.2801
  -1.750  -0.0338   0.05641   0.04763  -0.0649   0.6929   0.2884
  -1.500   0.0005   0.05589   0.04667  -0.0660   0.6861   0.3026
  -1.250  -0.0115   0.05694   0.04779  -0.0627   0.6787   0.3056
  -1.000   0.0104   0.05713   0.04790  -0.0622   0.6720   0.3177
  -0.750   0.0406   0.05712   0.04777  -0.0625   0.6660   0.3315
  -0.500   0.0320   0.05854   0.04911  -0.0602   0.6617   0.3374
  -0.250   0.0393   0.05937   0.04983  -0.0591   0.6570   0.3473
   0.000   0.0664   0.05972   0.05000  -0.0594   0.6510   0.3643
   0.250   0.0916   0.06033   0.05052  -0.0594   0.6457   0.3833
   0.500   0.0918   0.06171   0.05199  -0.0580   0.6447   0.3930
   0.750   0.0965   0.06309   0.05329  -0.0570   0.6442   0.4075
   1.000   0.1054   0.06450   0.05466  -0.0565   0.6443   0.4264
   1.250   0.1209   0.06595   0.05613  -0.0569   0.6453   0.4505
   1.500   0.0116   0.07083   0.06115  -0.0527   0.7574   0.4060
   1.750   0.0522   0.07302   0.06328  -0.0554   0.7502   0.4423
   2.000   0.0575   0.07323   0.06350  -0.0542   0.7424   0.4650
   2.250   0.0864   0.07433   0.06474  -0.0556   0.7331   0.5092
   2.500   0.1303   0.07699   0.06779  -0.0589   0.7288   0.5827
   2.750   0.1232   0.07614   0.06728  -0.0564   0.7211   0.6238
   3.000   0.1793   0.07811   0.06996  -0.0636   0.7114   1.0000
   3.250   0.2070   0.08125   0.07270  -0.0653   0.7069   1.0000
   3.500   0.2055   0.08126   0.07254  -0.0632   0.6954   1.0000
   3.750   0.2363   0.08424   0.07523  -0.0647   0.6898   1.0000
   4.000   0.2499   0.08659   0.07739  -0.0646   0.6860   1.0000
   4.250   0.2509   0.08692   0.07761  -0.0629   0.6751   1.0000
   4.500   0.2834   0.09023   0.08071  -0.0644   0.6692   1.0000
   4.750   0.2831   0.09134   0.08172  -0.0629   0.6631   1.0000
   5.000   0.2948   0.09279   0.08306  -0.0624   0.6542   1.0000
   5.250   0.3241   0.09606   0.08618  -0.0636   0.6493   1.0000
   5.500   0.3280   0.09775   0.08779  -0.0627   0.6445   1.0000
   5.750   0.3354   0.09880   0.08876  -0.0619   0.6343   1.0000
   6.000   0.3669   0.10243   0.09228  -0.0632   0.6291   1.0000
   6.250   0.3664   0.10379   0.09358  -0.0621   0.6244   1.0000
   6.500   0.3734   0.10499   0.09473  -0.0613   0.6153   1.0000
   6.750   0.4016   0.10839   0.09805  -0.0624   0.6101   1.0000
   7.000   0.4065   0.11039   0.09999  -0.0618   0.6054   1.0000
   7.250   0.4117   0.11139   0.10096  -0.0610   0.5956   1.0000
   7.500   0.4389   0.11489   0.10439  -0.0620   0.5907   1.0000
   7.750   0.4476   0.11744   0.10690  -0.0619   0.5870   1.0000
   8.000   0.4471   0.11794   0.10739  -0.0608   0.5772   1.0000
   8.250   0.4744   0.12151   0.11091  -0.0617   0.5718   1.0000
   8.500   0.4778   0.12349   0.11286  -0.0613   0.5670   1.0000
   8.750   0.4828   0.12468   0.11404  -0.0608   0.5581   1.0000
   9.000   0.5083   0.12824   0.11758  -0.0616   0.5532   1.0000
   9.250   0.5140   0.13056   0.11988  -0.0615   0.5489   1.0000
   9.500   0.5178   0.13154   0.12085  -0.0611   0.5392   1.0000
   9.750   0.5446   0.13545   0.12474  -0.0619   0.5343   1.0000
  10.000   0.5449   0.13717   0.12647  -0.0617   0.5298   1.0000
  10.250   0.5509   0.13851   0.12781  -0.0615   0.5210   1.0000
  10.500   0.5775   0.14252   0.13182  -0.0623   0.5161   1.0000
<< Back to GOE 702 AIRFOIL (goe702-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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