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

GOE 155 (SSW D.1) AIRFOIL (goe155-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 155 (SSW D.1) AIRFOIL (goe155-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 40.15 at α=8.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe155-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe155-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 155 (SSW D.1) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.3417   0.11724   0.11054  -0.0184   1.0000   0.1103
  -8.750  -0.3432   0.11658   0.10998  -0.0213   1.0000   0.1130
  -8.500  -0.3504   0.11709   0.11063  -0.0248   1.0000   0.1138
  -8.250  -0.3244   0.10827   0.10176  -0.0219   1.0000   0.1193
  -8.000  -0.3203   0.10588   0.09943  -0.0230   1.0000   0.1240
  -7.750  -0.3259   0.10553   0.09922  -0.0254   1.0000   0.1269
  -7.500  -0.3320   0.10639   0.10021  -0.0310   1.0000   0.1280
  -7.250  -0.3128   0.09818   0.09200  -0.0247   1.0000   0.1339
  -7.000  -0.3143   0.09652   0.09044  -0.0251   1.0000   0.1389
  -6.750  -0.3243   0.09680   0.09085  -0.0270   1.0000   0.1416
  -6.500  -0.3257   0.09364   0.08779  -0.0252   1.0000   0.1442
  -6.250  -0.3249   0.09068   0.08489  -0.0219   1.0000   0.1499
  -6.000  -0.3308   0.09003   0.08429  -0.0231   1.0000   0.1551
  -5.750  -0.3329   0.08814   0.08247  -0.0239   1.0000   0.1580
  -5.500  -0.3322   0.08490   0.07926  -0.0202   1.0000   0.1635
  -5.250  -0.3253   0.08494   0.07925  -0.0274   1.0000   0.1710
  -5.000  -0.3264   0.08039   0.07481  -0.0216   1.0000   0.1747
  -4.750  -0.3122   0.07944   0.07376  -0.0279   1.0000   0.1853
  -4.500  -0.3127   0.07524   0.06967  -0.0228   1.0000   0.1897
  -4.000  -0.2844   0.07045   0.06477  -0.0285   1.0000   0.2146
  -3.750  -0.2734   0.06752   0.06184  -0.0286   1.0000   0.2295
  -3.500  -0.2646   0.06448   0.05883  -0.0274   1.0000   0.2463
  -3.250  -0.2489   0.06204   0.05632  -0.0289   1.0000   0.2738
  -3.000  -0.2365   0.05941   0.05370  -0.0286   1.0000   0.3035
  -2.750  -0.2276   0.05663   0.05097  -0.0265   1.0000   0.3356
  -2.500  -0.2203   0.05408   0.04849  -0.0237   1.0000   0.3817
  -2.250  -0.2176   0.05157   0.04609  -0.0190   1.0000   0.4411
  -2.000  -0.2156   0.04904   0.04368  -0.0137   1.0000   0.5008
  -1.750  -0.2124   0.04651   0.04125  -0.0085   1.0000   0.5591
  -1.500  -0.2082   0.04395   0.03876  -0.0035   1.0000   0.6110
  -1.250  -0.1961   0.04142   0.03628  -0.0011   1.0000   0.6524
  -1.000  -0.1601   0.03929   0.03407  -0.0061   1.0000   0.6734
  -0.750  -0.0873   0.03777   0.03222  -0.0222   1.0000   0.6411
  -0.500   0.1128   0.03945   0.03093  -0.0682   0.9929   0.2279
  -0.250   0.1778   0.03783   0.02872  -0.0753   0.9822   0.1900
   0.000   0.2384   0.03698   0.02719  -0.0812   0.9706   0.1690
   0.250   0.2902   0.03615   0.02598  -0.0859   0.9580   0.1620
   0.500   0.3402   0.03570   0.02514  -0.0901   0.9446   0.1595
   0.750   0.3886   0.03552   0.02465  -0.0939   0.9306   0.1679
   1.000   0.4355   0.03528   0.02422  -0.0974   0.9161   0.1785
   1.250   0.4806   0.03502   0.02388  -0.1003   0.9012   0.1941
   1.500   0.5261   0.03449   0.02352  -0.1033   0.8862   0.2400
   1.750   0.5680   0.03281   0.02295  -0.1049   0.8710   1.0000
   2.000   0.6063   0.03332   0.02317  -0.1064   0.8520   1.0000
   2.250   0.6426   0.03366   0.02335  -0.1074   0.8313   1.0000
   2.500   0.6882   0.03361   0.02317  -0.1093   0.8129   1.0000
   2.750   0.7306   0.03337   0.02287  -0.1102   0.7960   1.0000
   3.000   0.7544   0.03378   0.02325  -0.1090   0.7753   1.0000
   3.250   0.7860   0.03380   0.02325  -0.1084   0.7577   1.0000
   3.500   0.8179   0.03370   0.02318  -0.1076   0.7409   1.0000
   3.750   0.8495   0.03349   0.02299  -0.1066   0.7246   1.0000
   4.000   0.8806   0.03321   0.02275  -0.1054   0.7084   1.0000
   4.250   0.9113   0.03289   0.02246  -0.1041   0.6924   1.0000
   4.500   0.9300   0.03354   0.02323  -0.1023   0.6709   1.0000
   4.750   0.9575   0.03345   0.02320  -0.1008   0.6535   1.0000
   5.000   0.9860   0.03329   0.02310  -0.0993   0.6367   1.0000
   5.250   1.0146   0.03309   0.02298  -0.0978   0.6203   1.0000
   5.500   1.0414   0.03315   0.02315  -0.0964   0.6036   1.0000
   5.750   1.0618   0.03401   0.02414  -0.0951   0.5853   1.0000
   6.000   1.0856   0.03470   0.02496  -0.0941   0.5701   1.0000
   6.250   1.1094   0.03551   0.02590  -0.0931   0.5565   1.0000
   6.500   1.1358   0.03611   0.02668  -0.0922   0.5447   1.0000
   6.750   1.1585   0.03720   0.02796  -0.0914   0.5329   1.0000
   7.000   1.1806   0.03797   0.02891  -0.0902   0.5190   1.0000
   7.250   1.2061   0.03711   0.02817  -0.0876   0.4971   1.0000
   7.500   1.2395   0.03498   0.02603  -0.0848   0.4720   1.0000
   7.750   1.2607   0.03369   0.02477  -0.0815   0.4400   1.0000
   8.000   1.2769   0.03236   0.02341  -0.0776   0.4017   1.0000
   8.250   1.2827   0.03195   0.02320  -0.0733   0.3616   1.0000
   8.500   1.2771   0.03229   0.02351  -0.0682   0.3052   1.0000
   8.750   1.2685   0.03394   0.02477  -0.0636   0.2346   1.0000
   9.000   1.2603   0.03651   0.02687  -0.0597   0.1657   1.0000
   9.250   1.2540   0.03931   0.02929  -0.0565   0.1360   1.0000
   9.500   1.2506   0.04216   0.03191  -0.0539   0.1225   1.0000
   9.750   1.2489   0.04499   0.03464  -0.0516   0.1133   1.0000
  10.000   1.2486   0.04782   0.03735  -0.0494   0.1059   1.0000
  10.250   1.2583   0.05007   0.03972  -0.0473   0.0992   1.0000
  10.500   1.3015   0.05171   0.04114  -0.0452   0.0924   1.0000
  10.750   1.3402   0.05428   0.04406  -0.0446   0.0873   1.0000
  11.000   1.3844   0.05827   0.04825  -0.0456   0.0823   1.0000
  11.250   1.4107   0.06260   0.05294  -0.0452   0.0817   1.0000
  11.500   1.4180   0.06649   0.05730  -0.0434   0.0820   1.0000
  11.750   1.4130   0.07017   0.06145  -0.0407   0.0827   1.0000
  12.000   1.3946   0.07372   0.06542  -0.0376   0.0834   1.0000
  12.250   1.3720   0.07776   0.06985  -0.0354   0.0842   1.0000
  12.500   1.3472   0.08244   0.07488  -0.0344   0.0850   1.0000
  12.750   1.3198   0.08783   0.08058  -0.0346   0.0859   1.0000
  13.000   1.2901   0.09406   0.08707  -0.0361   0.0868   1.0000
  13.250   1.2581   0.10133   0.09457  -0.0391   0.0877   1.0000
  13.500   1.2244   0.10989   0.10329  -0.0437   0.0888   1.0000
  13.750   1.1924   0.11960   0.11311  -0.0495   0.0902   1.0000
  14.000   1.1693   0.12914   0.12265  -0.0548   0.0917   1.0000
  14.250   1.1549   0.13797   0.13154  -0.0592   0.0933   1.0000
  14.500   1.0938   0.16274   0.15612  -0.0770   0.1047   1.0000
  14.750   1.0728   0.17691   0.17015  -0.0861   0.1163   1.0000
<< Back to GOE 155 (SSW D.1) AIRFOIL (goe155-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 155 (SSW D.1) AIRFOIL (goe155-il)