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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.75 at α=2.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe15-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe15-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.250  -0.1478   0.14023   0.13371  -0.0360   1.0000   0.0618
 -12.000  -0.2147   0.14578   0.13854  -0.0356   1.0000   0.0601
 -11.750  -0.2066   0.14159   0.13440  -0.0353   1.0000   0.0610
 -11.500  -0.2014   0.13875   0.13162  -0.0352   1.0000   0.0620
 -11.250  -0.1974   0.13640   0.12934  -0.0351   1.0000   0.0630
 -11.000  -0.1944   0.13428   0.12729  -0.0350   1.0000   0.0640
 -10.750  -0.1925   0.13243   0.12551  -0.0349   1.0000   0.0650
 -10.500  -0.1925   0.13110   0.12428  -0.0347   1.0000   0.0661
 -10.250  -0.1952   0.13045   0.12374  -0.0343   1.0000   0.0668
 -10.000  -0.2033   0.13096   0.12437  -0.0337   1.0000   0.0672
  -9.500  -0.2050   0.12583   0.11946  -0.0306   1.0000   0.0684
  -9.250  -0.2075   0.12363   0.11735  -0.0285   1.0000   0.0693
  -9.000  -0.2146   0.12243   0.11626  -0.0262   1.0000   0.0700
  -8.750  -0.2244   0.12164   0.11558  -0.0236   1.0000   0.0707
  -8.500  -0.2356   0.12109   0.11514  -0.0209   1.0000   0.0714
  -8.250  -0.2474   0.12059   0.11475  -0.0184   1.0000   0.0720
  -8.000  -0.2594   0.12011   0.11436  -0.0159   1.0000   0.0726
  -7.750  -0.2715   0.11964   0.11398  -0.0136   1.0000   0.0731
  -7.500  -0.2846   0.11919   0.11363  -0.0113   1.0000   0.0737
  -7.250  -0.2982   0.11879   0.11332  -0.0091   1.0000   0.0742
  -7.000  -0.3105   0.11831   0.11292  -0.0075   1.0000   0.0748
  -6.750  -0.3201   0.11779   0.11246  -0.0069   1.0000   0.0755
  -6.500  -0.3279   0.11748   0.11222  -0.0072   1.0000   0.0759
  -6.250  -0.2640   0.11016   0.10540  -0.0109   0.9865   0.0798
  -6.000  -0.2446   0.10652   0.10174  -0.0158   0.9754   0.0825
  -5.750  -0.2277   0.10379   0.09899  -0.0215   0.9635   0.0850
  -5.500  -0.2092   0.10278   0.09790  -0.0297   0.9502   0.0865
  -5.250  -0.1831   0.09697   0.09210  -0.0334   0.9393   0.0880
  -5.000  -0.1670   0.09298   0.08810  -0.0350   0.9258   0.0903
  -4.750  -0.1492   0.09000   0.08509  -0.0382   0.9119   0.0932
  -4.500  -0.1261   0.08825   0.08326  -0.0442   0.8972   0.0969
  -4.250  -0.1010   0.08499   0.07994  -0.0492   0.8840   0.0991
  -4.000  -0.0778   0.08046   0.07540  -0.0511   0.8720   0.1031
  -3.750  -0.0604   0.07862   0.07349  -0.0539   0.8572   0.1073
  -3.500  -0.0317   0.07806   0.07275  -0.0602   0.8423   0.1104
  -3.250  -0.0171   0.07341   0.06815  -0.0598   0.8312   0.1134
  -3.000   0.0088   0.07740   0.07154  -0.0673   0.8563   0.1152
  -2.750   0.0546   0.07751   0.07133  -0.0746   0.8404   0.1228
  -2.500   0.0666   0.07332   0.06726  -0.0738   0.8277   0.1266
  -2.250   0.1110   0.07140   0.06513  -0.0794   0.8161   0.1373
  -2.000   0.1504   0.07060   0.06408  -0.0837   0.8033   0.1496
  -1.750   0.1559   0.06760   0.06119  -0.0819   0.7901   0.1536
  -1.250   0.2209   0.06378   0.05711  -0.0871   0.7692   0.1832
  -1.000   0.2315   0.06347   0.05672  -0.0865   0.7564   0.1980
  -0.750   0.2741   0.06017   0.05336  -0.0897   0.7502   0.2358
  -0.500   0.2711   0.06061   0.05376  -0.0872   0.7370   0.2648
  -0.250   0.2876   0.05817   0.05139  -0.0863   0.7295   0.3254
   0.000   0.2881   0.05759   0.05085  -0.0838   0.7196   0.3683
   0.250   0.3257   0.05483   0.04803  -0.0847   0.7146   0.4374
   0.500   0.3087   0.05603   0.04930  -0.0807   0.7033   0.4433
   0.750   0.3495   0.05404   0.04718  -0.0822   0.6976   0.4911
   1.000   0.3385   0.05546   0.04864  -0.0792   0.6884   0.4980
   1.250   0.3689   0.05489   0.04794  -0.0803   0.6819   0.5237
   1.500   0.3852   0.05525   0.04823  -0.0802   0.6752   0.5367
   1.750   0.3942   0.05662   0.04947  -0.0798   0.6676   0.5439
   2.000   0.4385   0.05579   0.04848  -0.0820   0.6621   0.5588
   2.250   0.4336   0.05823   0.05085  -0.0808   0.6560   0.5585
   2.500   0.4499   0.05977   0.05222  -0.0816   0.6499   0.5560
   2.750   0.5210   0.05957   0.05156  -0.0869   0.6434   0.5315
   3.000   0.4984   0.06315   0.05514  -0.0846   0.6391   0.5292
   3.250   0.5059   0.06555   0.05741  -0.0848   0.6349   0.5156
   3.500   0.5430   0.06729   0.05878  -0.0868   0.6287   0.4727
   3.750   0.5642   0.06956   0.06081  -0.0876   0.6242   0.4374
   4.000   0.5634   0.07246   0.06365  -0.0873   0.6225   0.4228
   4.250   0.5669   0.07527   0.06634  -0.0871   0.6209   0.4042
   4.500   0.5730   0.07813   0.06907  -0.0870   0.6205   0.3847
   4.750   0.5818   0.08113   0.07192  -0.0872   0.6222   0.3641
   5.000   0.5958   0.08398   0.07467  -0.0879   0.6241   0.3425
   5.250   0.6186   0.08697   0.07750  -0.0891   0.6262   0.3178
   5.500   0.5375   0.09524   0.08626  -0.0897   0.7142   0.3586
   5.750   0.5312   0.09589   0.08683  -0.0873   0.7022   0.3464
   6.000   0.5667   0.09952   0.09022  -0.0892   0.6956   0.3141
   6.250   0.5730   0.10062   0.09126  -0.0882   0.6827   0.3010
   6.500   0.5873   0.10309   0.09363  -0.0882   0.6744   0.2858
   6.750   0.6172   0.10572   0.09613  -0.0893   0.6628   0.2721
   7.000   0.6173   0.10741   0.09776  -0.0881   0.6522   0.2666
   7.250   0.6655   0.11170   0.10189  -0.0907   0.6434   0.2502
   7.500   0.6515   0.11224   0.10243  -0.0884   0.6313   0.2478
   7.750   0.6703   0.11524   0.10539  -0.0888   0.6235   0.2405
   8.000   0.6910   0.11758   0.10767  -0.0889   0.6109   0.2329
   8.250   0.6886   0.11946   0.10954  -0.0879   0.6004   0.2311
   8.500   0.7256   0.12337   0.11338  -0.0894   0.5926   0.2300
   8.750   0.7159   0.12452   0.11454  -0.0879   0.5804   0.2295
   9.000   0.7330   0.12771   0.11769  -0.0883   0.5729   0.2283
   9.250   0.7488   0.13001   0.11997  -0.0883   0.5607   0.2268
   9.500   0.7473   0.13228   0.12225  -0.0879   0.5519   0.2263
   9.750   0.7739   0.13564   0.12557  -0.0885   0.5432   0.2271
  10.000   0.7684   0.13752   0.12745  -0.0880   0.5331   0.2284
  10.250   0.8046   0.14177   0.13173  -0.0892   0.5253   0.2390
  10.500   0.7920   0.14278   0.13276  -0.0883   0.5138   0.2402
  10.750   0.8268   0.14750   0.13753  -0.0895   0.5082   0.2528
  11.000   0.8102   0.14828   0.13833  -0.0888   0.4982   0.2533
  11.250   0.8432   0.15166   0.14267  -0.0902   0.4916   1.0000
<< Back to GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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