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

GOE 703 AIRFOIL (goe703-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 703 AIRFOIL (goe703-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.53 at α=0.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe703-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe703-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 703 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.3158   0.12316   0.11589  -0.0293   1.0000   0.3440
 -10.250  -0.6026   0.08228   0.07494  -0.0499   1.0000   0.1724
 -10.000  -0.6264   0.07967   0.07238  -0.0457   1.0000   0.1717
  -9.750  -0.6611   0.07748   0.07023  -0.0402   1.0000   0.1709
  -9.500  -0.6946   0.07566   0.06844  -0.0341   1.0000   0.1696
  -9.250  -0.7356   0.07417   0.06695  -0.0267   1.0000   0.1685
  -9.000  -0.7750   0.07234   0.06507  -0.0196   1.0000   0.1673
  -8.750  -0.8126   0.07018   0.06281  -0.0126   1.0000   0.1662
  -8.500  -0.8460   0.06789   0.06034  -0.0058   1.0000   0.1653
  -8.250  -0.8746   0.06546   0.05771   0.0006   1.0000   0.1647
  -8.000  -0.8962   0.06309   0.05511   0.0064   1.0000   0.1645
  -7.750  -0.9131   0.06078   0.05255   0.0118   1.0000   0.1647
  -7.500  -0.9256   0.05852   0.05002   0.0168   1.0000   0.1653
  -7.250  -0.9346   0.05639   0.04759   0.0215   1.0000   0.1666
  -7.000  -0.9411   0.05437   0.04525   0.0261   1.0000   0.1683
  -6.750  -0.9477   0.05240   0.04286   0.0308   1.0000   0.1708
  -6.500  -0.9476   0.05056   0.04072   0.0346   1.0000   0.1737
  -6.250  -0.9146   0.04946   0.03969   0.0324   0.9928   0.1804
  -6.000  -0.8951   0.04780   0.03751   0.0330   0.9846   0.1874
  -5.750  -0.8635   0.04675   0.03654   0.0313   0.9765   0.1973
  -5.500  -0.8410   0.04554   0.03507   0.0315   0.9692   0.2086
  -5.250  -0.8188   0.04474   0.03409   0.0318   0.9617   0.2230
  -5.000  -0.7935   0.04390   0.03323   0.0316   0.9541   0.2418
  -4.750  -0.7678   0.04303   0.03250   0.0313   0.9469   0.2646
  -4.500  -0.7458   0.04225   0.03190   0.0316   0.9403   0.2916
  -4.250  -0.7146   0.04166   0.03137   0.0304   0.9331   0.3264
  -4.000  -0.6937   0.04097   0.03090   0.0309   0.9261   0.3566
  -3.750  -0.6543   0.04062   0.03080   0.0282   0.9185   0.3997
  -3.500  -0.6282   0.04022   0.03068   0.0278   0.9119   0.4407
  -3.250  -0.5944   0.03978   0.03068   0.0261   0.9044   0.4944
  -3.000  -0.3542   0.04479   0.03749  -0.0044   0.8879   0.7811
  -2.750  -0.1828   0.05128   0.04332  -0.0229   0.8769   0.8659
  -2.500  -0.0713   0.05366   0.04536  -0.0365   0.8660   0.9092
  -2.250   0.1195   0.05362   0.04483  -0.0646   0.8575   0.9623
  -2.000   0.2220   0.05245   0.04344  -0.0810   0.8471   1.0000
  -1.750   0.2487   0.05211   0.04295  -0.0829   0.8392   1.0000
  -1.500   0.2389   0.05290   0.04367  -0.0790   0.8301   1.0000
  -1.250   0.2452   0.05328   0.04396  -0.0775   0.8215   1.0000
  -1.000   0.2783   0.05317   0.04372  -0.0798   0.8142   1.0000
  -0.750   0.2479   0.05457   0.04511  -0.0727   0.8045   1.0000
  -0.500   0.2765   0.05467   0.04509  -0.0741   0.7969   1.0000
  -0.250   0.2637   0.05582   0.04620  -0.0695   0.7885   1.0000
   0.000   0.2627   0.05667   0.04699  -0.0667   0.7803   1.0000
   0.250   0.3125   0.05653   0.04673  -0.0706   0.7733   1.0000
   0.500   0.2655   0.05853   0.04873  -0.0616   0.7650   1.0000
   0.750   0.2793   0.05919   0.04932  -0.0606   0.7570   1.0000
   1.000   0.2927   0.06004   0.05010  -0.0595   0.7499   1.0000
   1.250   0.2704   0.06157   0.05162  -0.0541   0.7428   1.0000
   1.500   0.2864   0.06237   0.05236  -0.0534   0.7358   1.0000
   1.750   0.2944   0.06350   0.05343  -0.0517   0.7293   1.0000
   2.000   0.2734   0.06514   0.05505  -0.0467   0.7237   1.0000
   2.250   0.2797   0.06626   0.05613  -0.0448   0.7172   1.0000
   2.500   0.3049   0.06721   0.05702  -0.0451   0.7101   1.0000
   2.750   0.2825   0.06909   0.05888  -0.0403   0.7072   1.0000
   3.000   0.2708   0.07074   0.06052  -0.0368   0.7041   1.0000
   3.250   0.2636   0.07251   0.06226  -0.0339   0.7035   1.0000
   3.500   0.2584   0.07448   0.06421  -0.0316   0.7061   1.0000
   3.750   0.2610   0.07656   0.06627  -0.0303   0.7092   1.0000
   5.000   0.2097   0.08853   0.07820  -0.0187   0.7733   1.0000
   5.250   0.1918   0.08762   0.07728  -0.0137   0.7611   1.0000
   5.500   0.2307   0.09142   0.08107  -0.0166   0.7527   1.0000
   5.750   0.2127   0.09063   0.08025  -0.0117   0.7402   1.0000
   6.000   0.2525   0.09464   0.08426  -0.0146   0.7320   1.0000
   6.250   0.2341   0.09376   0.08336  -0.0098   0.7187   1.0000
   6.500   0.2650   0.09728   0.08687  -0.0115   0.7110   1.0000
   6.750   0.2568   0.09711   0.08670  -0.0081   0.6967   1.0000
   7.000   0.2665   0.09912   0.08870  -0.0072   0.6872   1.0000
   7.250   0.2880   0.10117   0.09076  -0.0073   0.6734   1.0000
   7.500   0.2817   0.10199   0.09158  -0.0046   0.6605   1.0000
   7.750   0.3151   0.10567   0.09526  -0.0062   0.6502   1.0000
   8.000   0.3119   0.10598   0.09559  -0.0036   0.6341   1.0000
   8.250   0.3100   0.10745   0.09706  -0.0017   0.6219   1.0000
   8.500   0.3489   0.11142   0.10106  -0.0034   0.6097   1.0000
   8.750   0.3367   0.11145   0.10109  -0.0004   0.5940   1.0000
   9.000   0.3371   0.11344   0.10309   0.0010   0.5833   1.0000
   9.250   0.3782   0.11744   0.10712  -0.0005   0.5693   1.0000
   9.500   0.3530   0.11734   0.10702   0.0029   0.5566   1.0000
   9.750   0.3760   0.12088   0.11058   0.0025   0.5482   1.0000
<< Back to GOE 703 AIRFOIL (goe703-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 703 AIRFOIL (goe703-il)