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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 34.45 at α=6.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe14-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe14-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.1901   0.11494   0.10849  -0.0269   1.0000   0.0667
  -8.250  -0.2009   0.11448   0.10816  -0.0245   1.0000   0.0671
  -8.000  -0.2147   0.11433   0.10813  -0.0217   1.0000   0.0674
  -7.750  -0.2068   0.11262   0.10646  -0.0254   0.9912   0.0680
  -7.500  -0.1880   0.10958   0.10344  -0.0311   0.9793   0.0684
  -7.250  -0.1632   0.10475   0.09859  -0.0341   0.9714   0.0696
  -7.000  -0.1409   0.10116   0.09501  -0.0386   0.9604   0.0709
  -6.750  -0.1168   0.09773   0.09156  -0.0442   0.9495   0.0722
  -6.500  -0.0894   0.09443   0.08822  -0.0510   0.9396   0.0735
  -6.250  -0.0675   0.09195   0.08572  -0.0570   0.9258   0.0743
  -6.000  -0.0432   0.08970   0.08340  -0.0638   0.9125   0.0747
  -5.750  -0.0200   0.08522   0.07894  -0.0654   0.9041   0.0755
  -5.500  -0.0025   0.08222   0.07594  -0.0670   0.8911   0.0767
  -5.250   0.0202   0.07934   0.07302  -0.0703   0.8797   0.0786
  -5.000   0.0457   0.07693   0.07053  -0.0750   0.8673   0.0808
  -4.750   0.0731   0.07556   0.06900  -0.0809   0.8525   0.0819
  -4.500   0.0894   0.07178   0.06526  -0.0805   0.8417   0.0830
  -4.250   0.1102   0.06897   0.06241  -0.0818   0.8297   0.0846
  -4.000   0.1309   0.06671   0.06010  -0.0835   0.8158   0.0865
  -3.750   0.1593   0.06465   0.05787  -0.0868   0.8036   0.0888
  -3.500   0.1923   0.06309   0.05608  -0.0909   0.7909   0.0900
  -3.250   0.2070   0.06004   0.05307  -0.0902   0.7772   0.0912
  -3.000   0.2301   0.05762   0.05057  -0.0911   0.7651   0.0935
  -2.750   0.2609   0.05588   0.04861  -0.0936   0.7527   0.0975
  -2.500   0.2858   0.05391   0.04652  -0.0948   0.7384   0.0997
  -2.250   0.3089   0.05169   0.04422  -0.0953   0.7260   0.1042
  -1.750   0.3628   0.04805   0.04026  -0.0974   0.7000   0.1131
  -1.500   0.3943   0.04692   0.03885  -0.0989   0.6872   0.1191
  -1.250   0.4197   0.04467   0.03650  -0.0992   0.6764   0.1252
  -1.000   0.4456   0.04324   0.03491  -0.0998   0.6624   0.1332
  -0.750   0.4722   0.04178   0.03327  -0.1004   0.6501   0.1456
  -0.500   0.4995   0.04009   0.03141  -0.1008   0.6397   0.1649
  -0.250   0.5246   0.03944   0.03053  -0.1013   0.6262   0.2058
   0.000   0.5492   0.03751   0.02853  -0.1015   0.6150   0.2264
   0.250   0.5765   0.03579   0.02668  -0.1015   0.6048   0.2360
   0.500   0.6058   0.03501   0.02568  -0.1018   0.5926   0.2333
   0.750   0.6393   0.03440   0.02470  -0.1020   0.5829   0.2145
   1.000   0.6773   0.03494   0.02467  -0.1013   0.5718   0.1397
   1.250   0.7078   0.03445   0.02386  -0.1008   0.5617   0.1161
   1.500   0.7373   0.03384   0.02296  -0.1004   0.5521   0.1095
   1.750   0.7645   0.03335   0.02227  -0.1000   0.5422   0.1035
   2.000   0.7939   0.03298   0.02156  -0.0994   0.5332   0.0994
   2.250   0.8194   0.03261   0.02108  -0.0990   0.5234   0.1015
   2.500   0.8472   0.03226   0.02050  -0.0985   0.5150   0.1046
   2.750   0.8730   0.03218   0.02021  -0.0979   0.5059   0.1055
   3.000   0.9007   0.03198   0.01976  -0.0974   0.4974   0.1099
   3.250   0.9269   0.03190   0.01951  -0.0968   0.4891   0.1149
   3.500   0.9520   0.03186   0.01935  -0.0961   0.4807   0.1212
   3.750   0.9793   0.03177   0.01903  -0.0955   0.4740   0.1287
   4.000   1.0002   0.03196   0.01929  -0.0946   0.4652   0.1355
   4.250   1.0263   0.03199   0.01916  -0.0940   0.4586   0.1434
   4.500   1.0485   0.03235   0.01952  -0.0933   0.4511   0.1509
   4.750   1.0716   0.03276   0.01988  -0.0926   0.4438   0.1566
   5.000   1.0994   0.03285   0.01983  -0.0924   0.4382   0.1653
   5.250   1.1175   0.03376   0.02082  -0.0914   0.4301   0.1699
   5.500   1.1415   0.03421   0.02125  -0.0910   0.4238   0.1784
   5.750   1.1678   0.03460   0.02159  -0.0906   0.4187   0.1889
   6.000   1.1839   0.03574   0.02295  -0.0896   0.4114   0.1994
   6.500   1.2304   0.03572   0.02380  -0.0879   0.4013   1.0000
   6.750   1.2403   0.03736   0.02562  -0.0863   0.3939   1.0000
   7.000   1.2606   0.03825   0.02648  -0.0854   0.3884   1.0000
   7.250   1.2871   0.03876   0.02684  -0.0850   0.3843   1.0000
   7.500   1.2943   0.04065   0.02891  -0.0833   0.3782   1.0000
   7.750   1.3075   0.04205   0.03038  -0.0820   0.3725   1.0000
   8.000   1.3318   0.04263   0.03087  -0.0815   0.3681   1.0000
   8.250   1.3430   0.04419   0.03250  -0.0800   0.3631   1.0000
   8.500   1.3400   0.04674   0.03524  -0.0778   0.3570   1.0000
   8.750   1.3565   0.04783   0.03636  -0.0767   0.3525   1.0000
   9.000   1.3909   0.04764   0.03602  -0.0767   0.3488   1.0000
   9.250   1.3410   0.05334   0.04213  -0.0718   0.3414   1.0000
   9.500   1.3478   0.05490   0.04372  -0.0703   0.3359   1.0000
   9.750   1.4042   0.05261   0.04123  -0.0709   0.3318   1.0000
  10.000   1.2538   0.07012   0.05934  -0.0684   0.3197   1.0000
  10.250   1.3030   0.06674   0.05585  -0.0665   0.3170   1.0000
  10.750   1.1935   0.08870   0.07817  -0.0710   0.2959   1.0000
  11.250   1.1384   0.10504   0.09468  -0.0754   0.2766   1.0000
  11.500   1.1325   0.10958   0.09929  -0.0761   0.2696   1.0000
<< Back to GOE 14 AIRFOIL (goe14-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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