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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 17.68 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe14-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe14-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.1910   0.12223   0.11543  -0.0295   1.0000   0.0818
  -9.250  -0.1907   0.12102   0.11432  -0.0300   1.0000   0.0826
  -9.000  -0.1953   0.12051   0.11394  -0.0299   1.0000   0.0831
  -8.750  -0.2056   0.12059   0.11416  -0.0287   1.0000   0.0833
  -8.500  -0.2210   0.12104   0.11477  -0.0263   1.0000   0.0834
  -8.000  -0.2247   0.11569   0.10960  -0.0215   1.0000   0.0845
  -7.750  -0.2336   0.11443   0.10845  -0.0187   1.0000   0.0851
  -7.500  -0.2455   0.11364   0.10777  -0.0158   1.0000   0.0857
  -7.250  -0.2587   0.11302   0.10725  -0.0130   1.0000   0.0862
  -7.000  -0.2710   0.11231   0.10665  -0.0106   1.0000   0.0867
  -6.750  -0.2809   0.11138   0.10582  -0.0089   1.0000   0.0874
  -6.500  -0.2900   0.11041   0.10495  -0.0076   1.0000   0.0881
  -6.250  -0.2982   0.10940   0.10403  -0.0068   1.0000   0.0889
  -6.000  -0.3053   0.10839   0.10311  -0.0064   1.0000   0.0897
  -5.750  -0.3112   0.10745   0.10225  -0.0067   1.0000   0.0905
  -5.500  -0.2925   0.10654   0.10130  -0.0154   0.9941   0.0919
  -5.250  -0.2588   0.10095   0.09572  -0.0204   0.9830   0.0938
  -5.000  -0.2213   0.09675   0.09149  -0.0276   0.9698   0.0973
  -4.750  -0.1712   0.09443   0.08901  -0.0414   0.9540   0.1012
  -4.500  -0.1418   0.09019   0.08476  -0.0459   0.9399   0.1029
  -4.250  -0.1123   0.08656   0.08112  -0.0499   0.9256   0.1061
  -4.000  -0.0669   0.08460   0.07898  -0.0600   0.9098   0.1111
  -3.750  -0.0310   0.08042   0.07479  -0.0650   0.8976   0.1139
  -3.500   0.0078   0.07734   0.07162  -0.0707   0.8839   0.1198
  -3.250   0.0409   0.07517   0.06934  -0.0760   0.8683   0.1244
  -3.000   0.0711   0.07267   0.06679  -0.0793   0.8541   0.1321
  -2.750   0.1263   0.06877   0.06276  -0.0870   0.8448   0.1427
  -2.500   0.1526   0.06713   0.06102  -0.0899   0.8291   0.1506
  -2.250   0.1853   0.06585   0.05956  -0.0936   0.8144   0.1631
  -2.000   0.2375   0.06138   0.05505  -0.0990   0.8070   0.1827
  -1.750   0.2547   0.06009   0.05372  -0.0994   0.7917   0.1996
  -1.500   0.2774   0.05881   0.05236  -0.1007   0.7778   0.2319
  -1.250   0.3141   0.05514   0.04872  -0.1025   0.7700   0.2993
  -1.000   0.3185   0.05362   0.04733  -0.1000   0.7556   0.3419
  -0.750   0.3384   0.05200   0.04572  -0.0995   0.7438   0.3945
  -0.500   0.3653   0.04920   0.04301  -0.0983   0.7345   0.4426
  -0.250   0.3862   0.04875   0.04248  -0.0987   0.7210   0.4699
   0.000   0.4330   0.04576   0.03943  -0.1003   0.7140   0.4991
   0.250   0.4562   0.04581   0.03936  -0.1016   0.6995   0.5054
   0.500   0.4904   0.04539   0.03875  -0.1039   0.6878   0.5058
   0.750   0.5432   0.04381   0.03686  -0.1075   0.6788   0.4968
   1.000   0.5699   0.04446   0.03728  -0.1090   0.6654   0.4866
   1.250   0.6334   0.04297   0.03519  -0.1126   0.6588   0.4510
   1.500   0.6515   0.04450   0.03652  -0.1129   0.6446   0.4177
   1.750   0.6801   0.04587   0.03749  -0.1133   0.6331   0.3716
   2.000   0.7238   0.04551   0.03671  -0.1136   0.6250   0.3244
   2.250   0.7353   0.04751   0.03856  -0.1126   0.6125   0.3071
   2.500   0.7831   0.04639   0.03699  -0.1124   0.6062   0.2778
   2.750   0.7845   0.04951   0.04002  -0.1111   0.5932   0.2663
   3.000   0.8342   0.04788   0.03796  -0.1106   0.5878   0.2471
   3.250   0.8234   0.05191   0.04207  -0.1093   0.5745   0.2458
   3.500   0.8761   0.04954   0.03942  -0.1086   0.5698   0.2375
   3.750   0.8439   0.05607   0.04611  -0.1075   0.5563   0.2388
   4.000   0.8966   0.05369   0.04350  -0.1065   0.5521   0.2377
   4.250   0.8250   0.06463   0.05468  -0.1060   0.5389   0.2352
   4.500   0.8866   0.06136   0.05121  -0.1047   0.5342   0.2382
   4.750   0.8191   0.07218   0.06220  -0.1051   0.5260   0.2348
   5.000   0.8078   0.07698   0.06702  -0.1052   0.5226   0.2349
   5.250   0.8201   0.07942   0.06942  -0.1050   0.5185   0.2367
   5.500   0.8480   0.08046   0.07038  -0.1045   0.5132   0.2422
   5.750   0.8290   0.08616   0.07613  -0.1049   0.5123   0.2416
   6.000   0.8216   0.09123   0.08124  -0.1059   0.5161   0.2431
   6.500   0.6819   0.11192   0.10245  -0.1130   0.6315   0.2313
   6.750   0.7118   0.11472   0.10519  -0.1139   0.6244   0.2336
   7.000   0.7084   0.11662   0.10708  -0.1126   0.6160   0.2346
   7.250   0.7374   0.11939   0.10980  -0.1134   0.6067   0.2402
   7.500   0.7338   0.12125   0.11164  -0.1121   0.5964   0.2432
   7.750   0.7675   0.12457   0.11494  -0.1134   0.5882   0.2553
   8.000   0.7592   0.12617   0.11654  -0.1119   0.5772   0.2590
   8.250   0.8036   0.13051   0.12094  -0.1140   0.5693   0.2878
   8.500   0.7877   0.13130   0.12178  -0.1120   0.5563   0.2916
   8.750   0.8143   0.13410   0.12558  -0.1120   0.5501   1.0000
<< Back to GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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