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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.7 at α=12.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe08k-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe08k-il-50000-n5.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.3228   0.13008   0.12354  -0.0669   0.9242   0.1094
  -8.000  -0.3438   0.12847   0.12201  -0.0675   0.9212   0.1131
  -7.750  -0.3739   0.12724   0.12090  -0.0661   0.9170   0.1139
  -7.500  -0.3969   0.12540   0.11912  -0.0655   0.9131   0.1142
  -7.250  -0.3773   0.12051   0.11423  -0.0643   0.9116   0.1164
  -7.000  -0.4035   0.11216   0.10573  -0.0701   0.9081   0.0686
  -6.750  -0.4017   0.10979   0.10340  -0.0660   0.9060   0.0671
  -6.500  -0.4104   0.10664   0.10027  -0.0640   0.9031   0.0661
  -6.250  -0.4156   0.10323   0.09684  -0.0632   0.9001   0.0650
  -6.000  -0.4181   0.09934   0.09288  -0.0633   0.8973   0.0641
  -5.750  -0.4182   0.09508   0.08851  -0.0640   0.8951   0.0643
  -5.500  -0.4194   0.09115   0.08446  -0.0635   0.8931   0.0637
  -5.250  -0.4247   0.08762   0.08082  -0.0615   0.8902   0.0629
  -5.000  -0.4248   0.08360   0.07661  -0.0602   0.8872   0.0622
  -4.750  -0.4200   0.07974   0.07250  -0.0593   0.8846   0.0620
  -4.500  -0.4128   0.07621   0.06868  -0.0583   0.8826   0.0634
  -4.250  -0.4032   0.07268   0.06475  -0.0572   0.8808   0.0648
  -4.000  -0.3921   0.06917   0.06075  -0.0557   0.8788   0.0659
  -3.750  -0.3892   0.06656   0.05777  -0.0523   0.8755   0.0664
  -3.500  -0.3815   0.06392   0.05444  -0.0491   0.8728   0.0684
  -3.250  -0.3707   0.06175   0.05212  -0.0471   0.8707   0.0711
  -3.000  -0.3557   0.05994   0.05004  -0.0454   0.8684   0.0734
  -2.750  -0.3370   0.05841   0.04809  -0.0441   0.8661   0.0777
  -2.500  -0.3186   0.05676   0.04581  -0.0422   0.8638   0.0815
  -2.250  -0.3082   0.05553   0.04399  -0.0389   0.8604   0.0837
  -2.000  -0.2930   0.05421   0.04268  -0.0374   0.8575   0.0879
  -1.750  -0.2719   0.05328   0.04146  -0.0364   0.8546   0.0916
  -1.500  -0.2460   0.05259   0.04026  -0.0360   0.8520   0.0976
  -1.250  -0.2148   0.05190   0.03930  -0.0369   0.8500   0.1015
  -1.000  -0.1993   0.05128   0.03856  -0.0353   0.8457   0.1044
  -0.750  -0.1757   0.05097   0.03804  -0.0350   0.8419   0.1112
  -0.500  -0.1371   0.05086   0.03766  -0.0377   0.8391   0.1156
  -0.250  -0.0953   0.05092   0.03756  -0.0411   0.8366   0.1198
   0.000  -0.0680   0.05097   0.03745  -0.0417   0.8326   0.1252
   0.250  -0.0447   0.05103   0.03741  -0.0417   0.8280   0.1321
   0.500  -0.0135   0.05120   0.03750  -0.0430   0.8243   0.1413
   0.750   0.0226   0.05148   0.03773  -0.0452   0.8214   0.1513
   1.000   0.0421   0.05162   0.03785  -0.0446   0.8160   0.1629
   1.250   0.0743   0.05167   0.03827  -0.0467   0.8117   0.2287
   1.500   0.1993   0.05270   0.04119  -0.0692   0.8123   1.0000
   1.750   0.2267   0.05327   0.04149  -0.0697   0.8083   1.0000
   2.000   0.2460   0.05380   0.04183  -0.0688   0.8030   1.0000
   2.250   0.2643   0.05433   0.04218  -0.0679   0.7971   1.0000
   2.500   0.2933   0.05490   0.04257  -0.0686   0.7931   1.0000
   2.750   0.3072   0.05545   0.04302  -0.0670   0.7865   1.0000
   3.000   0.3299   0.05601   0.04345  -0.0668   0.7810   1.0000
   3.250   0.3616   0.05657   0.04387  -0.0680   0.7774   1.0000
   3.500   0.3698   0.05717   0.04443  -0.0656   0.7691   1.0000
   3.750   0.3976   0.05772   0.04489  -0.0662   0.7645   1.0000
   4.250   0.4356   0.05893   0.04600  -0.0647   0.7514   1.0000
   4.500   0.4674   0.05945   0.04647  -0.0659   0.7478   1.0000
   4.750   0.4738   0.06022   0.04724  -0.0635   0.7384   1.0000
   5.000   0.5038   0.06069   0.04769  -0.0643   0.7340   1.0000
   5.250   0.5139   0.06148   0.04850  -0.0625   0.7252   1.0000
   5.500   0.5398   0.06203   0.04906  -0.0628   0.7200   1.0000
   5.750   0.5548   0.06279   0.04984  -0.0616   0.7122   1.0000
   6.000   0.5764   0.06341   0.05050  -0.0614   0.7058   1.0000
   6.250   0.6081   0.06375   0.05089  -0.0624   0.7022   1.0000
   6.500   0.6126   0.06481   0.05201  -0.0600   0.6914   1.0000
   6.750   0.6429   0.06516   0.05244  -0.0608   0.6874   1.0000
   7.000   0.6484   0.06628   0.05362  -0.0586   0.6768   1.0000
   7.250   0.6773   0.06664   0.05407  -0.0592   0.6725   1.0000
   7.500   0.6835   0.06780   0.05531  -0.0572   0.6619   1.0000
   7.750   0.7129   0.06804   0.05568  -0.0578   0.6573   1.0000
   8.000   0.7190   0.06924   0.05698  -0.0558   0.6465   1.0000
   8.250   0.7489   0.06940   0.05727  -0.0564   0.6419   1.0000
   8.500   0.7553   0.07058   0.05858  -0.0544   0.6304   1.0000
   9.000   0.7956   0.07142   0.05973  -0.0532   0.6135   1.0000
   9.250   0.8078   0.07215   0.06060  -0.0518   0.6019   1.0000
   9.750   0.8533   0.07209   0.06090  -0.0505   0.5831   1.0000
  10.000   0.8649   0.07292   0.06193  -0.0490   0.5710   1.0000
  10.500   0.9090   0.07295   0.06238  -0.0476   0.5524   1.0000
  10.750   0.9211   0.07372   0.06338  -0.0461   0.5397   1.0000
  11.000   0.9382   0.07411   0.06401  -0.0450   0.5286   1.0000
  11.250   0.9694   0.07295   0.06315  -0.0445   0.5205   1.0000
  11.750   1.0090   0.07164   0.06239  -0.0410   0.4904   1.0000
  12.000   1.0414   0.06886   0.05990  -0.0390   0.4716   1.0000
  12.250   1.0493   0.06900   0.06023  -0.0361   0.4427   1.0000
  12.500   1.0582   0.06884   0.06013  -0.0331   0.4003   1.0000
  12.750   1.0709   0.06823   0.05925  -0.0299   0.3286   1.0000
  13.000   1.0748   0.06925   0.05970  -0.0270   0.2546   1.0000
  13.250   1.0669   0.07219   0.06223  -0.0246   0.2016   1.0000
  13.500   1.0553   0.07586   0.06554  -0.0225   0.1529   1.0000
  13.750   1.0438   0.07972   0.06907  -0.0207   0.1179   1.0000
  14.000   1.0362   0.08330   0.07243  -0.0193   0.0986   1.0000
  14.250   1.0317   0.08657   0.07560  -0.0180   0.0862   1.0000
  14.500   1.0290   0.08963   0.07859  -0.0168   0.0768   1.0000
  14.750   1.0295   0.09231   0.08129  -0.0157   0.0693   1.0000
  15.000   1.0345   0.09443   0.08351  -0.0146   0.0635   1.0000
  15.250   1.0409   0.09638   0.08557  -0.0136   0.0583   1.0000
  15.500   1.0520   0.09771   0.08698  -0.0124   0.0545   1.0000
  15.750   1.0667   0.09877   0.08829  -0.0112   0.0501   1.0000
  16.000   1.0795   0.10000   0.08959  -0.0103   0.0468   1.0000
  16.250   1.1008   0.10059   0.09039  -0.0090   0.0435   1.0000
  16.500   1.1151   0.10225   0.09238  -0.0081   0.0419   1.0000
  16.750   1.1210   0.10496   0.09541  -0.0075   0.0401   1.0000
  17.000   1.1236   0.10820   0.09901  -0.0071   0.0389   1.0000
  17.250   1.1210   0.11198   0.10307  -0.0070   0.0380   1.0000
  17.500   1.1149   0.11627   0.10762  -0.0073   0.0374   1.0000
  17.750   1.1057   0.12096   0.11256  -0.0081   0.0370   1.0000
  18.000   1.0934   0.12629   0.11814  -0.0094   0.0367   1.0000
  18.250   1.0794   0.13200   0.12407  -0.0113   0.0363   1.0000
  18.500   1.0593   0.13936   0.13168  -0.0142   0.0367   1.0000
  18.750   1.0362   0.14784   0.14038  -0.0184   0.0371   1.0000
  19.000   1.0052   0.15932   0.15203  -0.0247   0.0381   1.0000
<< Back to GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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