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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 31.54 at α=6.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe15-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe15-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.1937   0.12801   0.12140  -0.0334   1.0000   0.0524
  -9.750  -0.2007   0.12757   0.12108  -0.0321   1.0000   0.0525
  -9.500  -0.2115   0.12763   0.12128  -0.0303   1.0000   0.0527
  -9.250  -0.2107   0.12418   0.11793  -0.0280   1.0000   0.0532
  -9.000  -0.2173   0.12271   0.11656  -0.0255   1.0000   0.0537
  -8.750  -0.2214   0.12126   0.11519  -0.0241   0.9988   0.0544
  -8.500  -0.2027   0.11776   0.11168  -0.0284   0.9911   0.0558
  -8.250  -0.1852   0.11470   0.10861  -0.0328   0.9830   0.0570
  -8.000  -0.1700   0.11210   0.10600  -0.0371   0.9730   0.0580
  -7.750  -0.1574   0.11012   0.10402  -0.0416   0.9616   0.0587
  -7.500  -0.1444   0.10845   0.10235  -0.0470   0.9488   0.0591
  -7.250  -0.1196   0.10328   0.09717  -0.0504   0.9424   0.0600
  -7.000  -0.1015   0.09948   0.09335  -0.0527   0.9310   0.0615
  -6.750  -0.0795   0.09608   0.08991  -0.0569   0.9198   0.0634
  -6.500  -0.0521   0.09287   0.08663  -0.0632   0.9101   0.0654
  -6.250  -0.0320   0.09099   0.08469  -0.0685   0.8966   0.0665
  -5.750   0.0103   0.08432   0.07793  -0.0748   0.8779   0.0681
  -5.500   0.0257   0.08130   0.07490  -0.0757   0.8681   0.0697
  -5.250   0.0483   0.07854   0.07208  -0.0788   0.8595   0.0723
  -5.000   0.0667   0.07716   0.07062  -0.0818   0.8475   0.0750
  -4.750   0.0995   0.07550   0.06879  -0.0878   0.8391   0.0763
  -4.500   0.1082   0.07205   0.06537  -0.0862   0.8282   0.0774
  -4.250   0.1271   0.06914   0.06242  -0.0871   0.8192   0.0794
  -4.000   0.1498   0.06678   0.05998  -0.0889   0.8094   0.0821
  -3.750   0.1756   0.06547   0.05851  -0.0917   0.7983   0.0853
  -3.250   0.2196   0.06032   0.05321  -0.0940   0.7792   0.0899
  -3.000   0.2547   0.05860   0.05126  -0.0973   0.7709   0.0965
  -2.750   0.2792   0.05686   0.04938  -0.0985   0.7595   0.0987
  -2.500   0.2982   0.05413   0.04662  -0.0984   0.7496   0.1019
  -2.250   0.3360   0.05335   0.04550  -0.1013   0.7400   0.1094
  -2.000   0.3534   0.05084   0.04298  -0.1008   0.7284   0.1119
  -1.750   0.3850   0.04868   0.04063  -0.1024   0.7204   0.1197
  -1.500   0.4050   0.04723   0.03908  -0.1021   0.7073   0.1259
  -1.000   0.4577   0.04418   0.03569  -0.1032   0.6863   0.1522
  -0.750   0.4762   0.04292   0.03434  -0.1025   0.6733   0.1674
  -0.500   0.5000   0.04182   0.03308  -0.1024   0.6624   0.1944
  -0.250   0.5192   0.03977   0.03101  -0.1018   0.6519   0.2270
   0.250   0.5622   0.03682   0.02786  -0.1007   0.6316   0.2898
   0.750   0.6091   0.03553   0.02622  -0.0997   0.6098   0.3177
   1.250   0.6657   0.03444   0.02472  -0.0996   0.5911   0.2991
   1.500   0.7035   0.03449   0.02437  -0.1002   0.5833   0.2467
   1.750   0.7337   0.03500   0.02453  -0.0995   0.5742   0.1941
   2.000   0.7666   0.03489   0.02406  -0.0992   0.5669   0.1630
   2.250   0.7916   0.03460   0.02362  -0.0985   0.5591   0.1463
   2.500   0.8186   0.03436   0.02318  -0.0978   0.5520   0.1305
   2.750   0.8482   0.03411   0.02268  -0.0974   0.5460   0.1193
   3.000   0.8687   0.03420   0.02268  -0.0962   0.5381   0.1154
   3.250   0.9019   0.03389   0.02209  -0.0967   0.5325   0.1150
   3.500   0.9254   0.03413   0.02219  -0.0960   0.5255   0.1139
   3.750   0.9517   0.03436   0.02221  -0.0954   0.5192   0.1107
   4.000   0.9862   0.03407   0.02168  -0.0960   0.5144   0.1092
   4.250   1.0023   0.03471   0.02232  -0.0945   0.5072   0.1103
   4.500   1.0283   0.03467   0.02225  -0.0942   0.5014   0.1131
   4.750   1.0604   0.03445   0.02188  -0.0945   0.4971   0.1139
   5.000   1.0700   0.03542   0.02293  -0.0922   0.4901   0.1140
   5.250   1.0920   0.03572   0.02319  -0.0912   0.4846   0.1149
   5.500   1.1226   0.03561   0.02295  -0.0913   0.4803   0.1194
   5.750   1.1285   0.03688   0.02432  -0.0886   0.4735   0.1216
   6.000   1.1469   0.03745   0.02488  -0.0874   0.4679   0.1235
   6.250   1.1782   0.03736   0.02470  -0.0875   0.4634   0.1264
   6.500   1.1813   0.03882   0.02628  -0.0847   0.4566   0.1293
   6.750   1.1969   0.03962   0.02708  -0.0832   0.4504   0.1352
   7.000   1.2328   0.03934   0.02669  -0.0839   0.4456   0.1440
   7.250   1.2252   0.04135   0.02887  -0.0799   0.4378   0.1464
   7.500   1.2450   0.04188   0.02943  -0.0788   0.4314   0.1552
   8.000   1.2555   0.04391   0.03230  -0.0738   0.4182   0.5973
   8.500   1.2985   0.04506   0.03362  -0.0725   0.4060   1.0000
   8.750   1.2703   0.04839   0.03712  -0.0674   0.3981   1.0000
   9.000   1.3079   0.04790   0.03647  -0.0677   0.3933   1.0000
   9.250   1.2424   0.05464   0.04352  -0.0619   0.3834   1.0000
   9.500   1.2560   0.05569   0.04454  -0.0606   0.3775   1.0000
   9.750   1.3096   0.05352   0.04222  -0.0610   0.3743   1.0000
  10.000   1.2079   0.06554   0.05460  -0.0576   0.3593   1.0000
  10.250   1.2523   0.06326   0.05221  -0.0565   0.3571   1.0000
  10.750   1.2171   0.07272   0.06183  -0.0551   0.3394   1.0000
  11.250   1.1207   0.09294   0.08235  -0.0586   0.3100   1.0000
  11.500   1.1245   0.09576   0.08518  -0.0585   0.3043   1.0000
  12.000   1.1300   0.10168   0.09116  -0.0584   0.2916   1.0000
  12.500   1.1139   0.11144   0.10103  -0.0602   0.2767   1.0000
  13.000   1.0940   0.12232   0.11203  -0.0629   0.2631   1.0000
  13.250   1.1153   0.12232   0.11204  -0.0619   0.2605   1.0000
<< Back to GOE 15 AIRFOIL (goe15-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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