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

GOE 723 AIRFOIL (goe723-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 723 AIRFOIL (goe723-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 31.98 at α=9.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe723-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe723-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 723 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.2924   0.11620   0.10895  -0.0331   1.0000   0.2277
  -9.000  -0.2768   0.11232   0.10509  -0.0320   1.0000   0.2340
  -8.750  -0.2919   0.11240   0.10531  -0.0320   1.0000   0.2412
  -8.500  -0.2849   0.10875   0.10174  -0.0313   1.0000   0.2449
  -8.250  -0.2742   0.10563   0.09866  -0.0300   1.0000   0.2520
  -8.000  -0.3009   0.10678   0.10004  -0.0288   1.0000   0.2583
  -7.750  -0.2829   0.10203   0.09531  -0.0275   1.0000   0.2635
  -7.500  -0.2868   0.10060   0.09400  -0.0253   1.0000   0.2714
  -7.250  -0.3272   0.10266   0.09631  -0.0213   1.0000   0.2751
  -7.000  -0.3064   0.09797   0.09164  -0.0195   1.0000   0.2817
  -6.750  -0.3254   0.09789   0.09171  -0.0155   1.0000   0.2885
  -6.500  -0.3671   0.09963   0.09366  -0.0103   1.0000   0.2913
  -6.250  -0.3964   0.09969   0.09389  -0.0067   1.0000   0.2933
  -6.000  -0.3745   0.09570   0.08989  -0.0043   1.0000   0.3029
  -5.750  -0.4145   0.09704   0.09139  -0.0014   1.0000   0.3084
  -5.500  -0.4091   0.09388   0.08828   0.0014   1.0000   0.3139
  -5.250  -0.4205   0.09286   0.08734   0.0035   1.0000   0.3230
  -5.000  -0.4322   0.09115   0.08572   0.0050   1.0000   0.3294
  -4.750  -0.4333   0.08925   0.08386   0.0072   1.0000   0.3385
  -4.500  -0.4425   0.08739   0.08206   0.0079   1.0000   0.3469
  -4.250  -0.4525   0.08639   0.08111   0.0066   1.0000   0.3610
  -4.000  -0.4456   0.08320   0.07795   0.0106   1.0000   0.3660
  -3.750  -0.4488   0.08132   0.07610   0.0102   1.0000   0.3800
  -3.500  -0.3588   0.05649   0.04974  -0.0431   1.0000   0.1774
  -3.250  -0.3115   0.04992   0.04254  -0.0515   0.9937   0.1579
  -3.000  -0.2726   0.04618   0.03832  -0.0565   0.9865   0.1533
  -2.750  -0.2331   0.04301   0.03450  -0.0609   0.9796   0.1510
  -2.500  -0.1941   0.04060   0.03142  -0.0642   0.9726   0.1491
  -2.250  -0.1607   0.03900   0.02930  -0.0661   0.9653   0.1488
  -2.000  -0.1212   0.03799   0.02792  -0.0687   0.9580   0.1506
  -1.750  -0.0934   0.03724   0.02692  -0.0694   0.9504   0.1534
  -1.500  -0.0522   0.03681   0.02614  -0.0720   0.9432   0.1616
  -1.250  -0.0290   0.03649   0.02586  -0.0719   0.9351   0.1707
  -1.000   0.0144   0.03633   0.02561  -0.0749   0.9280   0.1865
  -0.750   0.0423   0.03609   0.02538  -0.0755   0.9199   0.2112
  -0.500   0.0884   0.03555   0.02614  -0.0782   0.9125   0.4518
  -0.250   0.0993   0.03594   0.02672  -0.0754   0.9044   0.5395
   0.000   0.1301   0.03632   0.02746  -0.0751   0.8965   0.6504
   0.250   0.1445   0.03607   0.02765  -0.0728   0.8883   0.7444
   0.500   0.2142   0.03613   0.02777  -0.0821   0.8781   1.0000
   0.750   0.2404   0.03703   0.02825  -0.0835   0.8682   1.0000
   1.000   0.2740   0.03804   0.02890  -0.0856   0.8586   1.0000
   1.250   0.3068   0.03900   0.02958  -0.0874   0.8485   1.0000
   1.500   0.3276   0.04001   0.03038  -0.0873   0.8382   1.0000
   1.750   0.3706   0.04101   0.03114  -0.0903   0.8285   1.0000
   2.000   0.3828   0.04205   0.03207  -0.0890   0.8175   1.0000
   2.250   0.4089   0.04315   0.03302  -0.0895   0.8072   1.0000
   2.500   0.4444   0.04412   0.03387  -0.0912   0.7968   1.0000
   2.750   0.4552   0.04539   0.03506  -0.0898   0.7858   1.0000
   3.000   0.4853   0.04650   0.03610  -0.0907   0.7754   1.0000
   3.250   0.5098   0.04765   0.03718  -0.0910   0.7646   1.0000
   3.500   0.5223   0.04908   0.03857  -0.0899   0.7537   1.0000
   3.750   0.5591   0.05013   0.03958  -0.0914   0.7439   1.0000
   4.000   0.5670   0.05171   0.04114  -0.0900   0.7328   1.0000
   4.250   0.5833   0.05327   0.04268  -0.0895   0.7226   1.0000
   4.500   0.6162   0.05440   0.04381  -0.0905   0.7129   1.0000
   4.750   0.6153   0.05650   0.04592  -0.0886   0.7029   1.0000
   5.000   0.6533   0.05761   0.04705  -0.0899   0.6941   1.0000
   5.250   0.6459   0.06001   0.04945  -0.0878   0.6847   1.0000
   5.500   0.6767   0.06145   0.05093  -0.0885   0.6767   1.0000
   5.750   0.6687   0.06411   0.05361  -0.0868   0.6695   1.0000
   6.000   0.7102   0.06527   0.05483  -0.0882   0.6612   1.0000
   6.250   0.6923   0.06847   0.05805  -0.0861   0.6562   1.0000
   6.500   0.6947   0.07114   0.06076  -0.0855   0.6525   1.0000
   6.750   0.7318   0.07267   0.06238  -0.0866   0.6443   1.0000
   7.000   0.7240   0.07588   0.06564  -0.0857   0.6428   1.0000
   7.250   0.7288   0.07901   0.06884  -0.0858   0.6435   1.0000
   7.500   0.7383   0.08216   0.07206  -0.0863   0.6446   1.0000
   8.750   0.8211   0.09093   0.08137  -0.0833   0.5790   1.0000
   9.000   0.7735   0.09714   0.08757  -0.0835   0.6005   1.0000
   9.250   0.9957   0.07278   0.06390  -0.0720   0.4794   1.0000
   9.500   1.0280   0.07004   0.06142  -0.0686   0.4572   1.0000
   9.750   1.2266   0.03835   0.02978  -0.0538   0.3268   1.0000
  10.000   1.2147   0.04040   0.03118  -0.0491   0.2736   1.0000
  10.250   1.2103   0.04281   0.03317  -0.0460   0.2404   1.0000
  10.500   1.2153   0.04487   0.03490  -0.0437   0.2182   1.0000
  10.750   1.2287   0.04663   0.03639  -0.0419   0.2007   1.0000
  11.000   1.2539   0.04811   0.03774  -0.0408   0.1855   1.0000
  11.250   1.2935   0.04956   0.03907  -0.0406   0.1716   1.0000
  11.500   1.3465   0.05167   0.04104  -0.0422   0.1585   1.0000
  11.750   1.3558   0.05427   0.04403  -0.0405   0.1529   1.0000
  12.000   1.4036   0.05769   0.04744  -0.0427   0.1438   1.0000
  12.250   1.3977   0.06060   0.05076  -0.0396   0.1412   1.0000
  12.500   1.3941   0.06379   0.05428  -0.0372   0.1384   1.0000
  12.750   1.4047   0.06721   0.05788  -0.0361   0.1344   1.0000
  13.000   1.4242   0.07182   0.06256  -0.0362   0.1303   1.0000
  13.250   1.4026   0.07544   0.06651  -0.0332   0.1299   1.0000
  13.500   1.3782   0.07956   0.07094  -0.0310   0.1298   1.0000
  13.750   1.3521   0.08430   0.07596  -0.0297   0.1298   1.0000
  14.000   1.3248   0.08971   0.08161  -0.0292   0.1301   1.0000
  14.250   1.2965   0.09583   0.08794  -0.0297   0.1306   1.0000
<< Back to GOE 723 AIRFOIL (goe723-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 723 AIRFOIL (goe723-il)