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

GOE 13K AIRFOIL (goe13k-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 13K AIRFOIL (goe13k-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 25.64 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe13k-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe13k-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 13K 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.000  -0.5623   0.13371   0.12725  -0.0056   1.0000   0.2590
  -6.750  -0.5083   0.12761   0.12106  -0.0040   1.0000   0.2683
  -6.500  -0.5376   0.12636   0.11989  -0.0023   1.0000   0.2765
  -6.250  -0.5438   0.12302   0.11660  -0.0006   1.0000   0.2819
  -6.000  -0.5352   0.12033   0.11392   0.0014   1.0000   0.2922
  -5.750  -0.6007   0.11988   0.11359   0.0051   1.0000   0.2974
  -5.500  -0.5562   0.11531   0.10898   0.0063   1.0000   0.3110
  -5.250  -0.6223   0.11446   0.10822   0.0089   1.0000   0.3173
  -5.000  -0.5872   0.11055   0.10432   0.0123   1.0000   0.3329
  -4.750  -0.5861   0.10752   0.10132   0.0148   1.0000   0.3452
  -4.500  -0.6047   0.10484   0.09869   0.0175   1.0000   0.3602
  -4.250  -0.6175   0.10235   0.09623   0.0203   1.0000   0.3779
  -4.000  -0.6195   0.09976   0.09366   0.0236   1.0000   0.3974
  -3.750  -0.6120   0.09707   0.09101   0.0273   1.0000   0.4187
  -3.500  -0.6032   0.09470   0.08866   0.0314   1.0000   0.4437
  -3.250  -0.6105   0.09249   0.08651   0.0364   1.0000   0.4769
  -3.000  -0.5981   0.09059   0.08466   0.0419   1.0000   0.5175
  -2.750  -0.0814   0.09190   0.08497  -0.0167   1.0000   1.0000
  -2.500  -0.0780   0.09001   0.08311  -0.0162   1.0000   1.0000
  -2.250  -0.1304   0.08711   0.08042  -0.0016   1.0000   0.9740
  -2.000  -0.2016   0.08504   0.07855   0.0150   1.0000   0.9305
  -1.750  -0.2822   0.08299   0.07669   0.0307   1.0000   0.8789
  -1.500  -0.3659   0.07992   0.07382   0.0443   1.0000   0.8239
  -1.250  -0.5214   0.05875   0.04980   0.0132   1.0000   0.2367
  -1.000  -0.5048   0.05632   0.04674   0.0148   1.0000   0.2194
  -0.750  -0.4907   0.05433   0.04460   0.0168   1.0000   0.2163
  -0.500  -0.4756   0.05255   0.04252   0.0187   1.0000   0.2105
  -0.250  -0.4580   0.05144   0.04061   0.0211   1.0000   0.2016
   0.000  -0.4416   0.04995   0.03896   0.0228   1.0000   0.2000
   0.250  -0.4244   0.04885   0.03762   0.0244   1.0000   0.1989
   0.500  -0.4066   0.04803   0.03654   0.0260   1.0000   0.1996
   0.750  -0.3880   0.04739   0.03561   0.0274   1.0000   0.2010
   1.000  -0.3680   0.04688   0.03483   0.0284   1.0000   0.2020
   1.250  -0.3449   0.04611   0.03396   0.0286   1.0000   0.2040
   2.500   0.0061   0.05271   0.04331  -0.0201   1.0000   1.0000
   2.750   0.0269   0.05371   0.04352  -0.0191   1.0000   1.0000
   3.000   0.0441   0.05475   0.04430  -0.0184   1.0000   1.0000
   3.250   0.0604   0.05587   0.04524  -0.0178   1.0000   1.0000
   3.500   0.0759   0.05709   0.04633  -0.0172   1.0000   1.0000
   3.750   0.1043   0.05938   0.04850  -0.0196   0.9948   1.0000
   4.000   0.1332   0.06166   0.05070  -0.0222   0.9863   1.0000
   4.250   0.1617   0.06406   0.05303  -0.0249   0.9760   1.0000
   4.500   0.1841   0.06579   0.05472  -0.0267   0.9640   1.0000
   4.750   0.2055   0.06733   0.05624  -0.0282   0.9492   1.0000
   5.000   0.2318   0.06936   0.05824  -0.0304   0.9338   1.0000
   5.250   0.2576   0.07140   0.06025  -0.0324   0.9191   1.0000
   5.500   0.2846   0.07350   0.06233  -0.0345   0.9038   1.0000
   5.750   0.3117   0.07554   0.06436  -0.0364   0.8881   1.0000
   6.000   0.3368   0.07731   0.06611  -0.0379   0.8721   1.0000
   6.250   0.3548   0.07838   0.06720  -0.0381   0.8552   1.0000
   6.500   0.4279   0.07670   0.06547  -0.0428   0.7914   1.0000
   6.750   0.4507   0.07760   0.06639  -0.0432   0.7745   1.0000
   7.000   0.4755   0.07850   0.06733  -0.0436   0.7583   1.0000
   7.250   0.5041   0.07952   0.06838  -0.0446   0.7440   1.0000
   7.500   0.5330   0.08042   0.06933  -0.0455   0.7300   1.0000
   7.750   0.5485   0.08141   0.07038  -0.0449   0.7153   1.0000
   8.000   0.5672   0.08235   0.07138  -0.0446   0.7004   1.0000
   8.250   0.5874   0.08324   0.07233  -0.0443   0.6856   1.0000
   8.500   0.6100   0.08401   0.07319  -0.0442   0.6702   1.0000
   8.750   0.6356   0.08451   0.07378  -0.0443   0.6541   1.0000
   9.000   0.6671   0.08450   0.07387  -0.0444   0.6367   1.0000
   9.250   0.7066   0.08359   0.07309  -0.0448   0.6186   1.0000
   9.500   0.7579   0.08111   0.07077  -0.0452   0.6001   1.0000
   9.750   0.7778   0.08070   0.07047  -0.0435   0.5794   1.0000
  10.000   0.8112   0.07891   0.06883  -0.0422   0.5586   1.0000
  10.250   0.8633   0.07484   0.06498  -0.0412   0.5391   1.0000
  10.500   0.9393   0.06692   0.05732  -0.0400   0.5213   1.0000
  11.000   1.1735   0.04577   0.03566  -0.0439   0.4064   1.0000
  11.250   1.1762   0.04728   0.03696  -0.0399   0.3593   1.0000
  11.500   1.1834   0.04857   0.03800  -0.0367   0.3233   1.0000
  11.750   1.1965   0.04979   0.03901  -0.0345   0.2951   1.0000
  12.000   1.2149   0.05096   0.04001  -0.0331   0.2721   1.0000
  12.250   1.2499   0.05195   0.04070  -0.0338   0.2503   1.0000
  12.500   1.2791   0.05347   0.04215  -0.0340   0.2337   1.0000
  12.750   1.3003   0.05529   0.04406  -0.0333   0.2209   1.0000
  13.000   1.3130   0.05754   0.04650  -0.0318   0.2110   1.0000
  13.250   1.3442   0.05963   0.04858  -0.0325   0.1999   1.0000
  13.500   1.3425   0.06220   0.05146  -0.0293   0.1939   1.0000
  13.750   1.3727   0.06465   0.05386  -0.0301   0.1849   1.0000
  14.000   1.3531   0.06770   0.05732  -0.0250   0.1820   1.0000
  14.250   1.3390   0.07083   0.06075  -0.0210   0.1784   1.0000
  14.500   1.3781   0.07350   0.06331  -0.0227   0.1701   1.0000
  14.750   1.3459   0.07711   0.06730  -0.0172   0.1691   1.0000
  15.000   1.3167   0.08128   0.07179  -0.0127   0.1688   1.0000
  15.250   1.2792   0.08603   0.07685  -0.0084   0.1685   1.0000
  15.500   1.2412   0.09158   0.08264  -0.0052   0.1689   1.0000
  15.750   1.1983   0.09811   0.08941  -0.0029   0.1695   1.0000
  16.000   1.1576   0.10564   0.09711  -0.0021   0.1704   1.0000
<< Back to GOE 13K AIRFOIL (goe13k-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 13K AIRFOIL (goe13k-il)