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=200,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 72.36 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe15-il-200000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe15-il-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750  -0.2002   0.13266   0.12908  -0.0348   1.0000   0.0243
 -11.500  -0.1960   0.13020   0.12666  -0.0345   1.0000   0.0245
 -11.250  -0.1928   0.12804   0.12454  -0.0342   1.0000   0.0248
 -11.000  -0.1855   0.12545   0.12198  -0.0351   0.9990   0.0253
 -10.750  -0.1685   0.12173   0.11826  -0.0388   0.9926   0.0259
 -10.500  -0.1531   0.11826   0.11479  -0.0421   0.9852   0.0266
 -10.250  -0.1386   0.11492   0.11145  -0.0455   0.9756   0.0272
 -10.000  -0.1233   0.11173   0.10824  -0.0496   0.9652   0.0274
  -9.750  -0.1057   0.10794   0.10444  -0.0532   0.9562   0.0275
  -9.500  -0.0867   0.10426   0.10075  -0.0567   0.9465   0.0279
  -9.250  -0.0646   0.10066   0.09712  -0.0614   0.9378   0.0284
  -9.000  -0.0397   0.09694   0.09335  -0.0669   0.9276   0.0291
  -8.750  -0.0137   0.09322   0.08958  -0.0729   0.9149   0.0302
  -8.500   0.0117   0.08983   0.08611  -0.0797   0.8995   0.0307
  -8.250   0.0327   0.08681   0.08301  -0.0852   0.8815   0.0308
  -8.000   0.0509   0.08336   0.07949  -0.0878   0.8636   0.0309
  -7.750   0.0651   0.08065   0.07671  -0.0895   0.8437   0.0313
  -7.500   0.0753   0.07843   0.07442  -0.0905   0.8238   0.0316
  -7.250   0.0821   0.07648   0.07239  -0.0908   0.8043   0.0320
  -7.000   0.0889   0.07466   0.07049  -0.0913   0.7884   0.0327
  -6.750   0.0982   0.07274   0.06849  -0.0925   0.7755   0.0338
  -6.500   0.1088   0.07082   0.06650  -0.0944   0.7643   0.0341
  -6.250   0.1215   0.06888   0.06446  -0.0964   0.7547   0.0342
  -6.000   0.1359   0.06697   0.06248  -0.0988   0.7452   0.0343
  -5.750   0.1496   0.06447   0.05990  -0.0996   0.7376   0.0344
  -5.500   0.1625   0.06203   0.05744  -0.0998   0.7300   0.0347
  -5.250   0.1775   0.05991   0.05525  -0.1005   0.7227   0.0351
  -5.000   0.1942   0.05792   0.05321  -0.1016   0.7156   0.0360
  -4.750   0.2128   0.05593   0.05115  -0.1030   0.7079   0.0369
  -4.500   0.2338   0.05397   0.04908  -0.1048   0.7009   0.0376
  -4.250   0.2579   0.05213   0.04714  -0.1071   0.6926   0.0380
  -4.000   0.2843   0.05040   0.04524  -0.1094   0.6851   0.0381
  -3.750   0.3058   0.04830   0.04307  -0.1104   0.6768   0.0382
  -3.500   0.3215   0.04596   0.04070  -0.1101   0.6690   0.0385
  -3.250   0.3406   0.04408   0.03879  -0.1102   0.6605   0.0392
  -3.000   0.3627   0.04241   0.03701  -0.1108   0.6514   0.0401
  -2.750   0.3869   0.04078   0.03529  -0.1115   0.6411   0.0412
  -2.500   0.4143   0.03937   0.03370  -0.1123   0.6303   0.0420
  -2.250   0.4436   0.03818   0.03230  -0.1131   0.6176   0.0423
  -1.750   0.4877   0.03475   0.02864  -0.1128   0.5900   0.0427
  -1.500   0.5076   0.03319   0.02697  -0.1123   0.5745   0.0432
  -1.250   0.5292   0.03197   0.02561  -0.1118   0.5579   0.0443
  -1.000   0.5539   0.03103   0.02446  -0.1114   0.5408   0.0463
  -0.750   0.5827   0.03050   0.02360  -0.1109   0.5247   0.0470
  -0.500   0.6088   0.02981   0.02261  -0.1101   0.5106   0.0471
  -0.250   0.6279   0.02815   0.02086  -0.1094   0.4986   0.0474
   0.000   0.6487   0.02695   0.01956  -0.1088   0.4884   0.0480
   0.250   0.6710   0.02609   0.01855  -0.1081   0.4796   0.0489
   0.500   0.6955   0.02537   0.01768  -0.1075   0.4713   0.0508
   1.000   0.7460   0.02408   0.01599  -0.1059   0.4577   0.0534
   1.250   0.7692   0.02331   0.01513  -0.1054   0.4519   0.0544
   1.500   0.7933   0.02277   0.01443  -0.1046   0.4469   0.0559
   1.750   0.8217   0.02299   0.01435  -0.1036   0.4421   0.0590
   2.000   0.8455   0.02204   0.01333  -0.1031   0.4372   0.0597
   2.250   0.8679   0.02131   0.01258  -0.1026   0.4324   0.0621
   2.500   0.8940   0.02135   0.01238  -0.1017   0.4284   0.0676
   2.750   0.9176   0.02067   0.01167  -0.1012   0.4248   0.0691
   3.000   0.9423   0.02030   0.01126  -0.1006   0.4208   0.0716
   3.250   0.9676   0.02021   0.01103  -0.0998   0.4167   0.0773
   3.500   0.9916   0.01981   0.01058  -0.0992   0.4128   0.0790
   3.750   1.0161   0.01973   0.01038  -0.0986   0.4095   0.0837
   4.000   1.0431   0.01914   0.00962  -0.0975   0.4063   0.0573
   4.250   1.0676   0.01893   0.00940  -0.0968   0.4026   0.0570
   4.500   1.0914   0.01880   0.00923  -0.0960   0.3983   0.0575
   4.750   1.1149   0.01880   0.00911  -0.0951   0.3938   0.0596
   5.000   1.1378   0.01872   0.00902  -0.0942   0.3892   0.0600
   5.250   1.1598   0.01862   0.00898  -0.0932   0.3837   0.0604
   5.500   1.1814   0.01860   0.00897  -0.0921   0.3786   0.0610
   5.750   1.2033   0.01867   0.00902  -0.0911   0.3747   0.0626
   6.000   1.2255   0.01875   0.00915  -0.0901   0.3713   0.0651
   6.250   1.2471   0.01879   0.00926  -0.0890   0.3672   0.0659
   6.500   1.2683   0.01888   0.00938  -0.0879   0.3631   0.0667
   6.750   1.2884   0.01896   0.00949  -0.0867   0.3591   0.0678
   7.000   1.3093   0.01915   0.00966  -0.0856   0.3554   0.0708
   7.250   1.3300   0.01932   0.00990  -0.0844   0.3513   0.0736
   7.500   1.3505   0.01952   0.01013  -0.0833   0.3471   0.0752
   7.750   1.3701   0.01976   0.01037  -0.0820   0.3432   0.0773
   8.000   1.3886   0.02004   0.01062  -0.0805   0.3395   0.0813
   8.250   1.4064   0.02028   0.01094  -0.0789   0.3350   0.0864
   8.500   1.4231   0.02055   0.01127  -0.0771   0.3300   0.0921
   8.750   1.4390   0.02087   0.01162  -0.0752   0.3254   0.1023
   9.000   1.4805   0.02046   0.01234  -0.0791   0.3189   1.0000
   9.250   1.4957   0.02083   0.01276  -0.0771   0.3137   1.0000
   9.500   1.5094   0.02125   0.01318  -0.0751   0.3088   1.0000
   9.750   1.5236   0.02170   0.01368  -0.0731   0.3038   1.0000
  10.000   1.5375   0.02218   0.01422  -0.0713   0.2980   1.0000
  10.250   1.5490   0.02273   0.01479  -0.0691   0.2924   1.0000
  10.500   1.5613   0.02331   0.01543  -0.0672   0.2859   1.0000
  10.750   1.5705   0.02400   0.01616  -0.0649   0.2780   1.0000
  11.000   1.5794   0.02478   0.01697  -0.0628   0.2694   1.0000
  11.250   1.5856   0.02571   0.01791  -0.0604   0.2608   1.0000
  11.500   1.5938   0.02666   0.01891  -0.0585   0.2518   1.0000
  11.750   1.5983   0.02785   0.02010  -0.0563   0.2432   1.0000
  12.000   1.6037   0.02909   0.02138  -0.0544   0.2338   1.0000
  12.250   1.6074   0.03051   0.02282  -0.0526   0.2251   1.0000
  12.500   1.6081   0.03221   0.02452  -0.0507   0.2157   1.0000
  12.750   1.6114   0.03385   0.02620  -0.0491   0.2073   1.0000
  13.000   1.6105   0.03589   0.02824  -0.0476   0.2000   1.0000
  13.250   1.6131   0.03775   0.03016  -0.0463   0.1926   1.0000
  13.500   1.6117   0.04000   0.03244  -0.0451   0.1865   1.0000
  13.750   1.6124   0.04217   0.03469  -0.0440   0.1803   1.0000
  14.000   1.6112   0.04457   0.03715  -0.0431   0.1746   1.0000
  14.250   1.6070   0.04736   0.03997  -0.0422   0.1692   1.0000
  14.500   1.6079   0.04974   0.04245  -0.0416   0.1643   1.0000
  14.750   1.6042   0.05266   0.04544  -0.0410   0.1592   1.0000
  15.000   1.5981   0.05596   0.04879  -0.0406   0.1544   1.0000
  15.250   1.5952   0.05905   0.05200  -0.0405   0.1480   1.0000
  15.500   1.5879   0.06273   0.05574  -0.0405   0.1429   1.0000
  15.750   1.5828   0.06628   0.05939  -0.0406   0.1377   1.0000
  16.000   1.5773   0.06998   0.06319  -0.0410   0.1320   1.0000
  16.250   1.5670   0.07444   0.06770  -0.0416   0.1267   1.0000
  16.500   1.5611   0.07838   0.07175  -0.0422   0.1197   1.0000
  16.750   1.5500   0.08315   0.07658  -0.0432   0.1139   1.0000
  17.000   1.5416   0.08760   0.08111  -0.0441   0.1065   1.0000
  17.250   1.5270   0.09304   0.08659  -0.0455   0.0979   1.0000
  17.500   1.5117   0.09865   0.09222  -0.0470   0.0897   1.0000
  17.750   1.4973   0.10421   0.09781  -0.0486   0.0815   1.0000
  18.000   1.4820   0.11001   0.10364  -0.0505   0.0730   1.0000
  18.250   1.4662   0.11598   0.10964  -0.0525   0.0643   1.0000
  18.500   1.4507   0.12199   0.11567  -0.0547   0.0558   1.0000
  18.750   1.4318   0.12871   0.12239  -0.0574   0.0447   1.0000
  19.000   1.4123   0.13568   0.12935  -0.0603   0.0333   1.0000
<< Back to GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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