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

GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 26.86 at α=11.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe08k-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe08k-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 8K 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.000  -0.5212   0.12389   0.11984  -0.0241   0.9918   0.0834
  -6.750  -0.5293   0.12105   0.11703  -0.0242   0.9895   0.0862
  -6.500  -0.5442   0.11849   0.11448  -0.0249   0.9871   0.0879
  -6.250  -0.5614   0.11529   0.11129  -0.0250   0.9856   0.0894
  -6.000  -0.5797   0.11094   0.10685  -0.0290   0.9819   0.0915
  -5.750  -0.5872   0.10526   0.10098  -0.0332   0.9786   0.0931
  -5.500  -0.5748   0.10247   0.09833  -0.0297   0.9776   0.0951
  -5.250  -0.5696   0.10012   0.09597  -0.0278   0.9764   0.0981
  -5.000  -0.5712   0.09669   0.09249  -0.0266   0.9742   0.1011
  -4.750  -0.5714   0.09088   0.08631  -0.0308   0.9699   0.1089
  -4.500  -0.5598   0.08900   0.08458  -0.0282   0.9681   0.1131
  -4.250  -0.5503   0.08550   0.08069  -0.0309   0.9660   0.1244
  -4.000  -0.5478   0.08280   0.07812  -0.0272   0.9644   0.1276
  -3.750  -0.5407   0.07974   0.07470  -0.0273   0.9602   0.1399
  -3.500  -0.5277   0.07746   0.07256  -0.0256   0.9577   0.1452
  -3.250  -0.5131   0.07533   0.07025  -0.0256   0.9556   0.1593
  -3.000  -0.5078   0.07304   0.06778  -0.0235   0.9537   0.1732
  -2.750  -0.5015   0.07083   0.06548  -0.0210   0.9495   0.1891
  -2.500  -0.4886   0.06911   0.06373  -0.0195   0.9462   0.2072
  -2.250  -0.4720   0.06811   0.06268  -0.0184   0.9439   0.2293
  -1.250  -0.3936   0.05423   0.04582  -0.0094   0.9314   0.1200
  -1.000  -0.3841   0.05224   0.04355  -0.0060   0.9288   0.1172
  -0.750  -0.3678   0.05081   0.04176  -0.0037   0.9235   0.1165
  -0.500  -0.3417   0.05008   0.04061  -0.0030   0.9203   0.1140
  -0.250  -0.3108   0.05053   0.04074  -0.0035   0.9182   0.1162
   0.000  -0.3022   0.04920   0.03923  -0.0005   0.9137   0.1181
   0.250  -0.2762   0.04890   0.03868  -0.0004   0.9087   0.1195
   0.500  -0.2435   0.04966   0.03918  -0.0015   0.9056   0.1227
   0.750  -0.2091   0.05040   0.03989  -0.0035   0.9038   0.1252
   1.000  -0.2001   0.04898   0.03851  -0.0011   0.8967   0.1276
   1.250  -0.1670   0.04971   0.03924  -0.0029   0.8925   0.1332
   1.500  -0.1275   0.05145   0.04092  -0.0057   0.8901   0.1382
   1.750  -0.1218   0.05020   0.03975  -0.0030   0.8827   0.1408
   2.000  -0.0875   0.05117   0.04074  -0.0051   0.8779   0.1488
   2.250  -0.0391   0.05334   0.04295  -0.0102   0.8757   0.1664
   2.500   0.1610   0.05694   0.04900  -0.0523   0.8780   1.0000
   2.750   0.1769   0.05785   0.04977  -0.0514   0.8723   1.0000
   3.000   0.2049   0.05871   0.05049  -0.0524   0.8636   1.0000
   3.250   0.2188   0.05951   0.05121  -0.0512   0.8566   1.0000
   3.500   0.2539   0.06066   0.05223  -0.0533   0.8483   1.0000
   3.750   0.2655   0.06109   0.05261  -0.0517   0.8379   1.0000
   4.000   0.3007   0.06254   0.05397  -0.0538   0.8316   1.0000
   4.250   0.3501   0.06052   0.05181  -0.0558   0.7948   1.0000
   4.500   0.3798   0.06070   0.05193  -0.0564   0.7820   1.0000
   4.750   0.4249   0.06114   0.05232  -0.0594   0.7757   1.0000
   5.000   0.4377   0.06150   0.05267  -0.0577   0.7637   1.0000
   5.250   0.4562   0.06209   0.05325  -0.0570   0.7538   1.0000
   5.500   0.4912   0.06251   0.05365  -0.0585   0.7477   1.0000
   5.750   0.5040   0.06316   0.05433  -0.0571   0.7369   1.0000
   6.000   0.5425   0.06350   0.05468  -0.0590   0.7322   1.0000
   6.250   0.5505   0.06433   0.05554  -0.0571   0.7210   1.0000
   6.500   0.5920   0.06450   0.05575  -0.0592   0.7169   1.0000
   6.750   0.5970   0.06545   0.05674  -0.0570   0.7052   1.0000
   7.000   0.6396   0.06549   0.05683  -0.0592   0.7017   1.0000
   7.250   0.6435   0.06651   0.05790  -0.0568   0.6896   1.0000
   7.500   0.6874   0.06626   0.05773  -0.0590   0.6858   1.0000
   7.750   0.6965   0.06697   0.05851  -0.0571   0.6736   1.0000
   8.000   0.7139   0.06728   0.05889  -0.0560   0.6620   1.0000
   8.250   0.7627   0.06590   0.05763  -0.0580   0.6572   1.0000
   8.500   0.7744   0.06647   0.05828  -0.0563   0.6448   1.0000
   8.750   0.8213   0.06510   0.05705  -0.0580   0.6415   1.0000
   9.000   0.8291   0.06600   0.05806  -0.0560   0.6289   1.0000
  11.250   1.1640   0.04333   0.03667  -0.0491   0.4681   1.0000
  11.500   1.1660   0.04392   0.03661  -0.0446   0.3599   1.0000
  11.750   1.1415   0.04719   0.03895  -0.0386   0.2472   1.0000
  12.000   1.1171   0.05105   0.04205  -0.0335   0.1672   1.0000
  12.250   1.1030   0.05432   0.04483  -0.0296   0.1234   1.0000
  12.500   1.0991   0.05680   0.04712  -0.0267   0.1051   1.0000
  12.750   1.0995   0.05892   0.04915  -0.0242   0.0933   1.0000
  13.000   1.1058   0.06050   0.05060  -0.0220   0.0847   1.0000
  13.250   1.1211   0.06142   0.05152  -0.0205   0.0782   1.0000
  13.500   1.1494   0.06160   0.05158  -0.0198   0.0715   1.0000
  13.750   1.1763   0.06215   0.05221  -0.0193   0.0667   1.0000
  14.000   1.2383   0.06214   0.05210  -0.0218   0.0611   1.0000
  14.250   1.2532   0.06378   0.05403  -0.0205   0.0585   1.0000
  14.500   1.2821   0.06560   0.05611  -0.0205   0.0563   1.0000
  14.750   1.3075   0.06788   0.05863  -0.0203   0.0546   1.0000
  15.000   1.3274   0.07048   0.06140  -0.0199   0.0529   1.0000
  15.250   1.3497   0.07501   0.06614  -0.0203   0.0510   1.0000
  15.500   1.3395   0.07795   0.06940  -0.0171   0.0507   1.0000
  15.750   1.3302   0.08143   0.07321  -0.0142   0.0507   1.0000
  16.000   1.3200   0.08513   0.07721  -0.0116   0.0507   1.0000
  16.250   1.3127   0.08942   0.08177  -0.0096   0.0509   1.0000
  16.500   1.3046   0.09422   0.08684  -0.0079   0.0512   1.0000
  16.750   1.2837   0.09719   0.09007  -0.0052   0.0515   1.0000
  17.000   1.2556   0.10053   0.09372  -0.0027   0.0521   1.0000
  17.250   1.2179   0.10547   0.09901  -0.0009   0.0528   1.0000
  17.500   1.1681   0.11254   0.10649  -0.0006   0.0538   1.0000
  17.750   1.1221   0.12101   0.11530  -0.0022   0.0552   1.0000
  18.000   1.0806   0.13043   0.12496  -0.0055   0.0565   1.0000
  18.250   1.0429   0.14061   0.13531  -0.0103   0.0579   1.0000
  18.500   1.0074   0.15196   0.14675  -0.0164   0.0593   1.0000
  18.750   0.9973   0.15892   0.15373  -0.0193   0.0610   1.0000
<< Back to GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il)