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

GOE 15 AIRFOIL (goe15-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 53.42 at α=8.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe15-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe15-il-100000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 15 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.1866   0.12516   0.12038  -0.0335   1.0000   0.0352
 -10.250  -0.1883   0.12354   0.11884  -0.0323   1.0000   0.0356
 -10.000  -0.1890   0.12189   0.11727  -0.0314   0.9993   0.0359
  -9.750  -0.1688   0.11807   0.11344  -0.0361   0.9925   0.0368
  -9.500  -0.1497   0.11468   0.11004  -0.0410   0.9845   0.0377
  -9.250  -0.1323   0.11183   0.10717  -0.0460   0.9746   0.0381
  -8.750  -0.0940   0.10415   0.09948  -0.0537   0.9575   0.0386
  -8.500  -0.0761   0.10063   0.09595  -0.0568   0.9469   0.0391
  -8.250  -0.0556   0.09719   0.09249  -0.0610   0.9377   0.0398
  -8.000  -0.0339   0.09383   0.08910  -0.0656   0.9282   0.0409
  -7.750  -0.0154   0.09107   0.08631  -0.0701   0.9156   0.0419
  -7.500   0.0018   0.08865   0.08384  -0.0750   0.9018   0.0422
  -7.250   0.0199   0.08633   0.08146  -0.0803   0.8875   0.0424
  -7.000   0.0386   0.08261   0.07770  -0.0824   0.8760   0.0426
  -6.750   0.0533   0.07948   0.07454  -0.0836   0.8625   0.0430
  -6.500   0.0683   0.07683   0.07184  -0.0854   0.8500   0.0436
  -6.250   0.0851   0.07431   0.06926  -0.0877   0.8392   0.0445
  -6.000   0.0996   0.07216   0.06707  -0.0896   0.8268   0.0457
  -5.750   0.1167   0.07025   0.06508  -0.0924   0.8151   0.0466
  -5.500   0.1384   0.06845   0.06315  -0.0961   0.8051   0.0470
  -5.250   0.1601   0.06693   0.06151  -0.0995   0.7942   0.0471
  -5.000   0.1741   0.06365   0.05821  -0.0993   0.7855   0.0474
  -4.750   0.1896   0.06096   0.05548  -0.0996   0.7763   0.0479
  -4.500   0.2078   0.05870   0.05314  -0.1005   0.7669   0.0486
  -4.250   0.2284   0.05659   0.05093  -0.1019   0.7578   0.0498
  -4.000   0.2515   0.05483   0.04904  -0.1037   0.7482   0.0516
  -3.750   0.2839   0.05368   0.04764  -0.1071   0.7392   0.0525
  -3.500   0.3085   0.05204   0.04585  -0.1085   0.7296   0.0528
  -3.250   0.3248   0.04916   0.04293  -0.1082   0.7214   0.0532
  -3.000   0.3428   0.04710   0.04083  -0.1081   0.7112   0.0540
  -2.750   0.3664   0.04525   0.03882  -0.1088   0.7024   0.0551
  -2.500   0.3885   0.04373   0.03721  -0.1090   0.6911   0.0565
  -2.250   0.4272   0.04395   0.03701  -0.1111   0.6805   0.0592
  -2.000   0.4431   0.04120   0.03428  -0.1105   0.6700   0.0598
  -1.750   0.4618   0.03930   0.03235  -0.1100   0.6587   0.0609
  -1.500   0.4850   0.03782   0.03073  -0.1099   0.6480   0.0624
  -1.250   0.5090   0.03665   0.02942  -0.1097   0.6352   0.0645
  -1.000   0.5432   0.03710   0.02945  -0.1098   0.6216   0.0669
  -0.750   0.5612   0.03470   0.02705  -0.1092   0.6090   0.0677
  -0.500   0.5814   0.03307   0.02533  -0.1086   0.5966   0.0696
  -0.250   0.6130   0.03367   0.02553  -0.1082   0.5832   0.0760
   0.000   0.6315   0.03140   0.02326  -0.1076   0.5707   0.0774
   0.250   0.6534   0.03017   0.02191  -0.1070   0.5589   0.0801
   0.750   0.7037   0.02880   0.02008  -0.1058   0.5367   0.0883
   1.000   0.7270   0.02791   0.01904  -0.1053   0.5275   0.0927
   1.250   0.7526   0.02746   0.01837  -0.1046   0.5186   0.0998
   1.500   0.7773   0.02701   0.01771  -0.1041   0.5107   0.1113
   1.750   0.8006   0.02634   0.01691  -0.1035   0.5026   0.1243
   2.000   0.8243   0.02559   0.01600  -0.1031   0.4961   0.1391
   2.250   0.8474   0.02499   0.01535  -0.1025   0.4891   0.1584
   2.750   0.8973   0.02406   0.01412  -0.1015   0.4779   0.1902
   3.000   0.9227   0.02381   0.01377  -0.1009   0.4718   0.1881
   3.500   0.9831   0.02399   0.01333  -0.0990   0.4621   0.0815
   3.750   1.0078   0.02389   0.01315  -0.0981   0.4569   0.0779
   4.000   1.0325   0.02378   0.01300  -0.0976   0.4519   0.0796
   4.250   1.0584   0.02374   0.01286  -0.0972   0.4473   0.0807
   4.500   1.0849   0.02373   0.01275  -0.0968   0.4430   0.0795
   4.750   1.1082   0.02377   0.01282  -0.0960   0.4382   0.0790
   5.000   1.1342   0.02384   0.01287  -0.0957   0.4335   0.0803
   5.250   1.1614   0.02395   0.01288  -0.0956   0.4291   0.0833
   5.500   1.1862   0.02409   0.01299  -0.0951   0.4246   0.0842
   5.750   1.2068   0.02426   0.01320  -0.0939   0.4188   0.0848
   6.000   1.2292   0.02443   0.01330  -0.0929   0.4129   0.0859
   6.250   1.2515   0.02460   0.01342  -0.0921   0.4073   0.0895
   6.500   1.2698   0.02488   0.01378  -0.0906   0.4011   0.0927
   6.750   1.2913   0.02515   0.01402  -0.0896   0.3958   0.0947
   7.000   1.3158   0.02546   0.01422  -0.0892   0.3916   0.0971
   7.250   1.3333   0.02586   0.01474  -0.0876   0.3865   0.1024
   7.500   1.3524   0.02626   0.01519  -0.0864   0.3815   0.1086
   7.750   1.3738   0.02662   0.01556  -0.0855   0.3769   0.1150
   8.000   1.3955   0.02699   0.01592  -0.0846   0.3725   0.1272
   8.250   1.4231   0.02664   0.01681  -0.0856   0.3661   1.0000
   8.500   1.4404   0.02710   0.01725  -0.0840   0.3609   1.0000
   8.750   1.4611   0.02750   0.01758  -0.0830   0.3567   1.0000
   9.000   1.4722   0.02814   0.01836  -0.0806   0.3513   1.0000
   9.250   1.4852   0.02870   0.01900  -0.0785   0.3459   1.0000
   9.500   1.5010   0.02913   0.01943  -0.0768   0.3412   1.0000
   9.750   1.5103   0.02975   0.02014  -0.0741   0.3359   1.0000
  10.000   1.5166   0.03044   0.02096  -0.0711   0.3300   1.0000
  10.250   1.5283   0.03095   0.02149  -0.0689   0.3248   1.0000
  10.500   1.5354   0.03172   0.02236  -0.0663   0.3193   1.0000
  10.750   1.5401   0.03263   0.02340  -0.0636   0.3133   1.0000
  11.000   1.5504   0.03331   0.02413  -0.0615   0.3083   1.0000
  11.250   1.5544   0.03440   0.02534  -0.0591   0.3025   1.0000
  11.500   1.5572   0.03557   0.02664  -0.0566   0.2962   1.0000
  11.750   1.5671   0.03635   0.02741  -0.0549   0.2910   1.0000
  12.000   1.5638   0.03809   0.02934  -0.0524   0.2843   1.0000
  12.250   1.5671   0.03944   0.03077  -0.0505   0.2784   1.0000
  12.500   1.5715   0.04082   0.03222  -0.0488   0.2729   1.0000
  12.750   1.5679   0.04294   0.03449  -0.0470   0.2665   1.0000
  13.000   1.5728   0.04433   0.03589  -0.0456   0.2608   1.0000
  13.250   1.5662   0.04693   0.03865  -0.0441   0.2543   1.0000
  13.500   1.5635   0.04920   0.04099  -0.0429   0.2479   1.0000
  13.750   1.5600   0.05166   0.04351  -0.0418   0.2415   1.0000
  14.000   1.5505   0.05492   0.04689  -0.0410   0.2348   1.0000
  14.250   1.5506   0.05711   0.04908  -0.0402   0.2286   1.0000
  14.500   1.5356   0.06138   0.05354  -0.0400   0.2225   1.0000
  14.750   1.5325   0.06420   0.05637  -0.0396   0.2164   1.0000
  15.000   1.5207   0.06842   0.06071  -0.0397   0.2107   1.0000
  15.250   1.5083   0.07289   0.06530  -0.0402   0.2051   1.0000
  15.500   1.5116   0.07508   0.06744  -0.0400   0.1994   1.0000
  15.750   1.4913   0.08110   0.07368  -0.0412   0.1946   1.0000
  16.000   1.4810   0.08571   0.07841  -0.0421   0.1897   1.0000
  16.250   1.4887   0.08738   0.08002  -0.0420   0.1845   1.0000
  16.500   1.4657   0.09433   0.08721  -0.0440   0.1803   1.0000
  16.750   1.4521   0.09981   0.09281  -0.0456   0.1756   1.0000
  17.000   1.4643   0.10074   0.09372  -0.0453   0.1705   1.0000
  17.250   1.4392   0.10842   0.10160  -0.0480   0.1663   1.0000
  17.500   1.4193   0.11528   0.10863  -0.0506   0.1618   1.0000
  17.750   1.4293   0.11663   0.10996  -0.0507   0.1565   1.0000
  18.000   1.4099   0.12360   0.11709  -0.0536   0.1524   1.0000
  18.250   1.3791   0.13295   0.12665  -0.0577   0.1479   1.0000
  18.500   1.3859   0.13499   0.12872  -0.0584   0.1430   1.0000
  18.750   1.3739   0.14081   0.13465  -0.0611   0.1386   1.0000
  19.000   1.3214   0.15543   0.14945  -0.0686   0.1330   1.0000
  19.250   1.3454   0.15383   0.14788  -0.0676   0.1288   1.0000
<< Back to GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)