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

GOE 7K AIRFOIL (goe07k-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 7K AIRFOIL (goe07k-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 24.4 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe07k-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe07k-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 7K 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.250  -0.5233   0.11550   0.10957  -0.0149   1.0000   0.2075
  -7.000  -0.5151   0.11164   0.10573  -0.0127   1.0000   0.2170
  -6.750  -0.5403   0.11049   0.10469  -0.0105   1.0000   0.2216
  -6.500  -0.5425   0.10721   0.10146  -0.0083   1.0000   0.2296
  -6.250  -0.5623   0.10550   0.09982  -0.0078   1.0000   0.2375
  -6.000  -0.5583   0.10200   0.09635  -0.0049   1.0000   0.2489
  -5.750  -0.5644   0.09903   0.09343  -0.0032   1.0000   0.2604
  -5.500  -0.5707   0.09611   0.09055  -0.0015   1.0000   0.2742
  -5.250  -0.5735   0.09323   0.08767   0.0007   1.0000   0.2904
  -5.000  -0.5773   0.09048   0.08495   0.0029   1.0000   0.3102
  -4.750  -0.5828   0.08757   0.08207   0.0049   1.0000   0.3317
  -4.500  -0.5874   0.08510   0.07963   0.0075   1.0000   0.3602
  -4.250  -0.5802   0.08223   0.07683   0.0150   1.0000   0.3974
  -3.750  -0.2401   0.06915   0.06298   0.0079   1.0000   0.9104
  -3.500  -0.2818   0.06836   0.06234   0.0166   1.0000   0.8780
  -3.250  -0.3300   0.06767   0.06184   0.0259   1.0000   0.8445
  -3.000  -0.3808   0.06659   0.06096   0.0347   1.0000   0.8130
  -2.750  -0.4294   0.06499   0.05953   0.0426   1.0000   0.7839
  -2.500  -0.4378   0.05062   0.04236  -0.0154   1.0000   0.1961
  -2.250  -0.4141   0.04746   0.03858  -0.0146   1.0000   0.1749
  -2.000  -0.3915   0.04490   0.03532  -0.0133   1.0000   0.1619
  -1.750  -0.3704   0.04248   0.03239  -0.0117   1.0000   0.1538
  -1.500  -0.3475   0.04090   0.03002  -0.0099   1.0000   0.1495
  -1.250  -0.3281   0.03921   0.02826  -0.0086   1.0000   0.1544
  -1.000  -0.3058   0.03793   0.02662  -0.0074   1.0000   0.1568
  -0.750  -0.2812   0.03686   0.02514  -0.0065   1.0000   0.1600
  -0.500  -0.2568   0.03600   0.02408  -0.0059   1.0000   0.1696
  -0.250  -0.2268   0.03542   0.02318  -0.0061   1.0000   0.1792
   0.000  -0.1918   0.03506   0.02277  -0.0079   1.0000   0.1976
   0.250  -0.1599   0.03483   0.02250  -0.0088   1.0000   0.2194
   0.500  -0.1294   0.03461   0.02248  -0.0097   1.0000   0.2640
   0.750  -0.0295   0.03434   0.02377  -0.0238   1.0000   1.0000
   1.000  -0.0102   0.03490   0.02398  -0.0230   1.0000   1.0000
   1.250   0.0089   0.03549   0.02431  -0.0222   1.0000   1.0000
   1.500   0.0279   0.03611   0.02470  -0.0215   1.0000   1.0000
   1.750   0.0466   0.03675   0.02516  -0.0208   1.0000   1.0000
   2.000   0.0652   0.03743   0.02568  -0.0201   1.0000   1.0000
   2.250   0.0835   0.03814   0.02624  -0.0194   1.0000   1.0000
   2.500   0.1017   0.03889   0.02687  -0.0188   1.0000   1.0000
   2.750   0.1195   0.03968   0.02756  -0.0182   1.0000   1.0000
   3.000   0.1371   0.04051   0.02831  -0.0177   1.0000   1.0000
   3.250   0.1544   0.04138   0.02911  -0.0171   1.0000   1.0000
   3.500   0.1715   0.04229   0.02998  -0.0166   1.0000   1.0000
   3.750   0.1881   0.04325   0.03092  -0.0161   1.0000   1.0000
   4.000   0.2045   0.04427   0.03191  -0.0157   1.0000   1.0000
   4.250   0.2206   0.04533   0.03298  -0.0152   1.0000   1.0000
   4.500   0.2363   0.04645   0.03410  -0.0149   1.0000   1.0000
   4.750   0.2516   0.04762   0.03530  -0.0145   1.0000   1.0000
   5.000   0.2667   0.04885   0.03656  -0.0142   1.0000   1.0000
   5.250   0.2814   0.05014   0.03790  -0.0140   1.0000   1.0000
   5.500   0.2958   0.05148   0.03931  -0.0137   1.0000   1.0000
   5.750   0.3099   0.05289   0.04077  -0.0136   1.0000   1.0000
   6.000   0.3243   0.05436   0.04233  -0.0136   0.9996   1.0000
   6.250   0.3539   0.05681   0.04490  -0.0170   0.9908   1.0000
   6.500   0.3840   0.05933   0.04757  -0.0204   0.9789   1.0000
   6.750   0.4228   0.06259   0.05104  -0.0253   0.9630   1.0000
   7.000   0.4580   0.06474   0.05338  -0.0294   0.9378   1.0000
   7.250   0.5712   0.06414   0.05327  -0.0410   0.8310   1.0000
   7.500   0.6143   0.06461   0.05403  -0.0435   0.8024   1.0000
   7.750   0.6468   0.06501   0.05470  -0.0445   0.7768   1.0000
   8.000   0.6833   0.06519   0.05524  -0.0456   0.7511   1.0000
   8.250   0.7916   0.05795   0.04880  -0.0485   0.6930   1.0000
   8.500   0.8943   0.04505   0.03695  -0.0444   0.6260   1.0000
   8.750   0.9119   0.03805   0.02716  -0.0280   0.2427   1.0000
   9.000   0.9197   0.04061   0.02896  -0.0249   0.1839   1.0000
   9.250   1.0521   0.04312   0.03095  -0.0365   0.1239   1.0000
   9.500   1.1624   0.04898   0.03741  -0.0489   0.1074   1.0000
   9.750   1.2264   0.05518   0.04378  -0.0558   0.0997   1.0000
  10.000   1.2324   0.05807   0.04723  -0.0519   0.0988   1.0000
  10.250   1.2474   0.06240   0.05197  -0.0499   0.0993   1.0000
  10.500   1.2509   0.06585   0.05588  -0.0460   0.1004   1.0000
  10.750   1.2237   0.06748   0.05809  -0.0372   0.1023   1.0000
  11.000   1.2019   0.07020   0.06124  -0.0301   0.1045   1.0000
  11.250   1.1812   0.07338   0.06476  -0.0240   0.1065   1.0000
  11.500   1.1629   0.07688   0.06854  -0.0190   0.1085   1.0000
  11.750   1.1489   0.08069   0.07255  -0.0151   0.1103   1.0000
  12.000   1.1520   0.08629   0.07827  -0.0137   0.1125   1.0000
  12.250   1.1075   0.08839   0.08071  -0.0077   0.1148   1.0000
  12.500   1.0591   0.09245   0.08502  -0.0038   0.1164   1.0000
  12.750   1.0164   0.09779   0.09052  -0.0024   0.1180   1.0000
  13.000   0.9773   0.10427   0.09710  -0.0031   0.1201   1.0000
  13.250   0.9511   0.11141   0.10428  -0.0050   0.1234   1.0000
  13.500   0.7253   0.11854   0.11174  -0.0059   0.1377   1.0000
<< Back to GOE 7K AIRFOIL (goe07k-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 7K AIRFOIL (goe07k-il)