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

GOE 14 AIRFOIL (goe14-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 53.33 at α=7.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe14-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe14-il-100000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 14 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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.1827   0.11657   0.11171  -0.0303   1.0000   0.0429
  -9.250  -0.1818   0.11500   0.11022  -0.0307   1.0000   0.0430
  -9.000  -0.1774   0.11262   0.10791  -0.0310   0.9967   0.0432
  -8.750  -0.1582   0.10863   0.10392  -0.0340   0.9861   0.0438
  -8.500  -0.1395   0.10523   0.10053  -0.0376   0.9743   0.0448
  -8.250  -0.1215   0.10203   0.09732  -0.0414   0.9619   0.0458
  -8.000  -0.1045   0.09902   0.09430  -0.0452   0.9487   0.0466
  -7.750  -0.0890   0.09627   0.09153  -0.0489   0.9348   0.0471
  -7.500  -0.0757   0.09383   0.08907  -0.0523   0.9201   0.0474
  -7.250  -0.0654   0.09174   0.08697  -0.0554   0.9046   0.0475
  -7.000  -0.0533   0.08851   0.08375  -0.0558   0.8921   0.0478
  -6.750  -0.0406   0.08567   0.08088  -0.0568   0.8805   0.0483
  -6.500  -0.0281   0.08312   0.07832  -0.0583   0.8680   0.0489
  -6.250  -0.0150   0.08067   0.07584  -0.0602   0.8553   0.0496
  -6.000   0.0001   0.07822   0.07335  -0.0626   0.8442   0.0507
  -5.750   0.0186   0.07598   0.07105  -0.0667   0.8315   0.0518
  -5.500   0.0420   0.07389   0.06886  -0.0725   0.8193   0.0522
  -5.250   0.0552   0.07073   0.06569  -0.0720   0.8091   0.0525
  -5.000   0.0715   0.06809   0.06302  -0.0731   0.7969   0.0531
  -4.750   0.0909   0.06558   0.06043  -0.0750   0.7860   0.0539
  -4.500   0.1121   0.06316   0.05795  -0.0773   0.7737   0.0549
  -4.250   0.1361   0.06083   0.05552  -0.0802   0.7613   0.0560
  -4.000   0.1655   0.05870   0.05321  -0.0841   0.7500   0.0568
  -3.750   0.1953   0.05667   0.05103  -0.0876   0.7365   0.0572
  -3.500   0.2119   0.05381   0.04815  -0.0875   0.7237   0.0577
  -3.250   0.2340   0.05153   0.04578  -0.0884   0.7113   0.0591
  -3.000   0.2613   0.04958   0.04369  -0.0904   0.6973   0.0612
  -2.750   0.2962   0.04818   0.04202  -0.0934   0.6827   0.0623
  -2.500   0.3227   0.04607   0.03976  -0.0947   0.6686   0.0626
  -2.250   0.3445   0.04371   0.03731  -0.0951   0.6549   0.0633
  -2.000   0.3700   0.04183   0.03529  -0.0958   0.6404   0.0644
  -1.750   0.3974   0.04019   0.03348  -0.0967   0.6254   0.0657
  -1.500   0.4274   0.03883   0.03188  -0.0977   0.6110   0.0673
  -1.250   0.4600   0.03787   0.03059  -0.0987   0.5973   0.0681
  -1.000   0.4860   0.03609   0.02861  -0.0991   0.5845   0.0687
  -0.750   0.5102   0.03443   0.02686  -0.0993   0.5715   0.0707
  -0.500   0.5402   0.03359   0.02575  -0.0997   0.5593   0.0739
  -0.250   0.5713   0.03297   0.02474  -0.0999   0.5482   0.0745
   0.000   0.6001   0.03206   0.02357  -0.0999   0.5367   0.0747
   0.500   0.6552   0.02991   0.02100  -0.0999   0.5164   0.0746
   0.750   0.6821   0.02791   0.01885  -0.1000   0.5074   0.0605
   1.000   0.7105   0.02722   0.01792  -0.0998   0.4982   0.0614
   1.250   0.7387   0.02656   0.01701  -0.0996   0.4896   0.0618
   1.500   0.7661   0.02583   0.01612  -0.0994   0.4807   0.0609
   1.750   0.7939   0.02524   0.01528  -0.0991   0.4731   0.0605
   2.000   0.8214   0.02471   0.01460  -0.0987   0.4645   0.0607
   2.250   0.8487   0.02436   0.01401  -0.0983   0.4574   0.0634
   2.500   0.8754   0.02405   0.01362  -0.0980   0.4495   0.0662
   2.750   0.9025   0.02372   0.01310  -0.0975   0.4424   0.0675
   3.000   0.9290   0.02345   0.01269  -0.0971   0.4359   0.0701
   3.250   0.9552   0.02332   0.01248  -0.0966   0.4282   0.0754
   3.500   0.9811   0.02312   0.01218  -0.0961   0.4216   0.0796
   3.750   1.0069   0.02302   0.01203  -0.0957   0.4148   0.0867
   4.000   1.0322   0.02293   0.01191  -0.0953   0.4079   0.0944
   4.250   1.0572   0.02286   0.01176  -0.0946   0.4024   0.1022
   4.500   1.0823   0.02293   0.01179  -0.0941   0.3961   0.1089
   4.750   1.1071   0.02295   0.01183  -0.0935   0.3899   0.1137
   5.000   1.1322   0.02314   0.01188  -0.0930   0.3846   0.1182
   5.250   1.1567   0.02330   0.01207  -0.0926   0.3783   0.1211
   5.500   1.1811   0.02354   0.01229  -0.0921   0.3721   0.1254
   5.750   1.2060   0.02382   0.01246  -0.0916   0.3671   0.1276
   6.000   1.2301   0.02418   0.01284  -0.0912   0.3616   0.1302
   6.250   1.2541   0.02453   0.01320  -0.0907   0.3561   0.1348
   6.500   1.2783   0.02490   0.01353  -0.0902   0.3515   0.1383
   6.750   1.3024   0.02533   0.01390  -0.0897   0.3471   0.1414
   7.000   1.3250   0.02579   0.01446  -0.0891   0.3415   0.1467
   7.250   1.3478   0.02620   0.01491  -0.0884   0.3362   0.1568
   7.500   1.3675   0.02564   0.01533  -0.0872   0.3319   0.7948
   7.750   1.3890   0.02608   0.01596  -0.0865   0.3260   1.0000
   8.000   1.4097   0.02659   0.01648  -0.0856   0.3202   1.0000
   8.250   1.4314   0.02703   0.01681  -0.0848   0.3152   1.0000
   8.500   1.4494   0.02766   0.01754  -0.0836   0.3088   1.0000
   8.750   1.4682   0.02821   0.01810  -0.0825   0.3031   1.0000
   9.000   1.4886   0.02873   0.01856  -0.0816   0.2988   1.0000
   9.250   1.5062   0.02946   0.01939  -0.0805   0.2942   1.0000
   9.500   1.5234   0.03018   0.02020  -0.0793   0.2897   1.0000
   9.750   1.5410   0.03085   0.02090  -0.0781   0.2856   1.0000
  10.000   1.5600   0.03145   0.02148  -0.0771   0.2821   1.0000
  10.250   1.5733   0.03234   0.02251  -0.0756   0.2777   1.0000
  10.500   1.5847   0.03321   0.02350  -0.0737   0.2732   1.0000
  10.750   1.5970   0.03400   0.02434  -0.0720   0.2690   1.0000
  11.000   1.6124   0.03469   0.02500  -0.0707   0.2653   1.0000
  11.250   1.6182   0.03591   0.02641  -0.0686   0.2609   1.0000
  11.500   1.6247   0.03713   0.02777  -0.0667   0.2564   1.0000
  11.750   1.6336   0.03823   0.02894  -0.0651   0.2524   1.0000
  12.000   1.6465   0.03913   0.02984  -0.0638   0.2489   1.0000
  12.250   1.6483   0.04085   0.03175  -0.0620   0.2448   1.0000
  12.500   1.6493   0.04268   0.03376  -0.0604   0.2405   1.0000
  12.750   1.6538   0.04429   0.03546  -0.0591   0.2364   1.0000
  13.000   1.6638   0.04547   0.03665  -0.0580   0.2329   1.0000
  13.250   1.6602   0.04794   0.03932  -0.0567   0.2287   1.0000
  13.500   1.6537   0.05077   0.04235  -0.0556   0.2242   1.0000
  13.750   1.6533   0.05307   0.04475  -0.0547   0.2200   1.0000
  14.000   1.6631   0.05435   0.04599  -0.0539   0.2163   1.0000
  14.250   1.6443   0.05886   0.05077  -0.0535   0.2118   1.0000
  14.500   1.6303   0.06306   0.05515  -0.0534   0.2074   1.0000
  14.750   1.6278   0.06593   0.05810  -0.0532   0.2035   1.0000
  15.000   1.6375   0.06733   0.05949  -0.0525   0.2002   1.0000
  15.250   1.5958   0.07579   0.06827  -0.0543   0.1956   1.0000
  15.500   1.5702   0.08248   0.07515  -0.0559   0.1912   1.0000
  15.750   1.5743   0.08481   0.07751  -0.0559   0.1877   1.0000
  16.000   1.5493   0.09178   0.08463  -0.0579   0.1836   1.0000
  16.250   1.4448   0.11290   0.10604  -0.0665   0.1755   1.0000
  16.500   1.4741   0.11093   0.10407  -0.0649   0.1736   1.0000
<< Back to GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)