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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 70.12 at α=7.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe14-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-goe14-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.0386   0.09166   0.08852  -0.0520   0.9657   0.0369
  -8.500  -0.0245   0.08815   0.08500  -0.0543   0.9565   0.0374
  -8.250  -0.1256   0.09976   0.09650  -0.0437   0.9799   0.0364
  -8.000  -0.1045   0.09573   0.09247  -0.0467   0.9720   0.0368
  -7.750  -0.0844   0.09233   0.08906  -0.0504   0.9621   0.0373
  -7.500  -0.0658   0.08921   0.08592  -0.0538   0.9509   0.0380
  -7.250  -0.0521   0.08650   0.08321  -0.0561   0.9373   0.0386
  -7.000  -0.0429   0.08423   0.08092  -0.0574   0.9220   0.0393
  -6.750  -0.0321   0.08203   0.07870  -0.0597   0.9078   0.0400
  -6.250  -0.0032   0.07726   0.07382  -0.0670   0.8830   0.0407
  -6.000   0.0078   0.07437   0.07093  -0.0665   0.8713   0.0411
  -5.750   0.0216   0.07185   0.06836  -0.0674   0.8610   0.0416
  -5.500   0.0381   0.06936   0.06583  -0.0694   0.8491   0.0422
  -5.250   0.0567   0.06687   0.06328  -0.0718   0.8380   0.0431
  -5.000   0.0779   0.06436   0.06068  -0.0747   0.8272   0.0441
  -4.500   0.1333   0.05937   0.05546  -0.0839   0.8041   0.0454
  -4.250   0.1491   0.05657   0.05264  -0.0838   0.7919   0.0458
  -4.000   0.1701   0.05417   0.05017  -0.0851   0.7796   0.0466
  -3.750   0.1945   0.05189   0.04776  -0.0870   0.7679   0.0477
  -3.500   0.2435   0.05114   0.04665  -0.0939   0.7535   0.0501
  -3.250   0.2595   0.04782   0.04335  -0.0936   0.7397   0.0504
  -3.000   0.2788   0.04523   0.04070  -0.0938   0.7258   0.0510
  -2.750   0.3029   0.04316   0.03849  -0.0947   0.7115   0.0519
  -2.500   0.3301   0.04128   0.03646  -0.0960   0.6958   0.0533
  -2.250   0.3773   0.04144   0.03614  -0.0993   0.6788   0.0556
  -2.000   0.3950   0.03817   0.03289  -0.0993   0.6626   0.0559
  -1.750   0.4171   0.03599   0.03062  -0.0996   0.6462   0.0567
  -1.500   0.4432   0.03439   0.02887  -0.1002   0.6301   0.0581
  -1.250   0.4729   0.03320   0.02744  -0.1008   0.6145   0.0604
  -1.000   0.5054   0.03214   0.02607  -0.1015   0.6000   0.0621
  -0.500   0.5563   0.02919   0.02282  -0.1020   0.5726   0.0649
  -0.250   0.5933   0.03006   0.02320  -0.1018   0.5600   0.0681
   0.000   0.6171   0.02770   0.02075  -0.1022   0.5495   0.0687
   0.250   0.6423   0.02619   0.01919  -0.1025   0.5382   0.0699
   0.500   0.6696   0.02531   0.01813  -0.1025   0.5282   0.0722
   0.750   0.7027   0.02587   0.01824  -0.1019   0.5181   0.0756
   1.000   0.7269   0.02387   0.01627  -0.1023   0.5089   0.0772
   1.250   0.7542   0.02323   0.01548  -0.1022   0.4999   0.0813
   1.500   0.7836   0.02290   0.01489  -0.1019   0.4916   0.0844
   1.750   0.8100   0.02194   0.01387  -0.1019   0.4832   0.0869
   2.000   0.8393   0.02210   0.01370  -0.1014   0.4756   0.0927
   2.250   0.8652   0.02097   0.01261  -0.1015   0.4671   0.0961
   3.500   0.7040   0.02142   0.01473  -0.0971   0.4692   0.0785
   4.000   1.0552   0.01883   0.00968  -0.0989   0.4165   0.1300
   4.250   1.0818   0.01866   0.00942  -0.0983   0.4100   0.1277
   4.500   1.1082   0.01873   0.00938  -0.0979   0.4038   0.1329
   4.750   1.1337   0.01862   0.00934  -0.0974   0.3967   0.1369
   5.000   1.1594   0.01862   0.00932  -0.0970   0.3906   0.1399
   5.250   1.1849   0.01877   0.00949  -0.0966   0.3845   0.1433
   5.500   1.2101   0.01888   0.00965  -0.0962   0.3780   0.1443
   5.750   1.2358   0.01910   0.00977  -0.0959   0.3724   0.1467
   6.000   1.2606   0.01934   0.01004  -0.0954   0.3663   0.1487
   6.250   1.2853   0.01954   0.01023  -0.0949   0.3600   0.1506
   6.500   1.3107   0.01983   0.01041  -0.0945   0.3546   0.1540
   6.750   1.3345   0.02013   0.01075  -0.0940   0.3485   0.1597
   7.000   1.3587   0.02037   0.01102  -0.0934   0.3424   0.1655
   7.250   1.3840   0.02073   0.01131  -0.0931   0.3375   0.1844
   7.500   1.4060   0.02005   0.01183  -0.0922   0.3326   1.0000
   7.750   1.4291   0.02040   0.01221  -0.0916   0.3271   1.0000
   8.000   1.4530   0.02078   0.01252  -0.0911   0.3224   1.0000
   8.250   1.4774   0.02132   0.01299  -0.0907   0.3182   1.0000
   8.500   1.4993   0.02174   0.01351  -0.0899   0.3136   1.0000
   8.750   1.5220   0.02216   0.01396  -0.0893   0.3091   1.0000
   9.000   1.5455   0.02261   0.01434  -0.0888   0.3051   1.0000
   9.250   1.5681   0.02317   0.01491  -0.0882   0.3009   1.0000
   9.500   1.5880   0.02363   0.01550  -0.0872   0.2962   1.0000
   9.750   1.6091   0.02406   0.01594  -0.0864   0.2916   1.0000
  10.000   1.6323   0.02458   0.01638  -0.0860   0.2875   1.0000
  10.250   1.6508   0.02517   0.01709  -0.0849   0.2833   1.0000
  10.500   1.6688   0.02570   0.01774  -0.0837   0.2787   1.0000
  10.750   1.6881   0.02618   0.01825  -0.0827   0.2744   1.0000
  11.000   1.7110   0.02683   0.01880  -0.0823   0.2701   1.0000
  11.250   1.7229   0.02746   0.01965  -0.0803   0.2656   1.0000
  11.500   1.7374   0.02805   0.02034  -0.0787   0.2609   1.0000
  11.750   1.7544   0.02861   0.02087  -0.0775   0.2564   1.0000
  12.000   1.7653   0.02939   0.02174  -0.0754   0.2516   1.0000
  12.250   1.7704   0.03015   0.02264  -0.0727   0.2464   1.0000
  12.500   1.7804   0.03083   0.02332  -0.0708   0.2412   1.0000
  12.750   1.7867   0.03184   0.02441  -0.0686   0.2358   1.0000
  13.000   1.7888   0.03297   0.02568  -0.0662   0.2302   1.0000
  13.250   1.7971   0.03395   0.02661  -0.0646   0.2249   1.0000
  13.500   1.7978   0.03547   0.02828  -0.0626   0.2194   1.0000
  13.750   1.7983   0.03704   0.02998  -0.0608   0.2137   1.0000
  14.000   1.8062   0.03830   0.03113  -0.0596   0.2082   1.0000
  14.250   1.8008   0.04059   0.03367  -0.0580   0.2029   1.0000
  14.500   1.8008   0.04259   0.03575  -0.0569   0.1978   1.0000
  14.750   1.8051   0.04432   0.03743  -0.0558   0.1931   1.0000
  15.000   1.7995   0.04710   0.04044  -0.0550   0.1884   1.0000
  15.250   1.7973   0.04961   0.04305  -0.0543   0.1839   1.0000
  15.500   1.8001   0.05162   0.04500  -0.0536   0.1799   1.0000
  15.750   1.7936   0.05484   0.04843  -0.0532   0.1759   1.0000
  16.000   1.7884   0.05802   0.05175  -0.0530   0.1720   1.0000
  16.250   1.7862   0.06088   0.05466  -0.0529   0.1685   1.0000
  16.500   1.7868   0.06342   0.05720  -0.0526   0.1651   1.0000
  16.750   1.7770   0.06758   0.06158  -0.0531   0.1617   1.0000
  17.000   1.7691   0.07153   0.06567  -0.0537   0.1582   1.0000
  17.250   1.7654   0.07491   0.06908  -0.0541   0.1548   1.0000
  17.500   1.7633   0.07804   0.07223  -0.0544   0.1516   1.0000
  17.750   1.7508   0.08298   0.07737  -0.0556   0.1486   1.0000
  18.000   1.7403   0.08761   0.08213  -0.0567   0.1455   1.0000
  18.250   1.7355   0.09133   0.08590  -0.0576   0.1424   1.0000
  18.500   1.7372   0.09393   0.08848  -0.0578   0.1392   1.0000
  18.750   1.7204   0.09979   0.09456  -0.0598   0.1367   1.0000
  19.000   1.7070   0.10511   0.10004  -0.0616   0.1339   1.0000
<< Back to GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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