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

GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) AIRFOIL (goe167-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) AIRFOIL (goe167-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 26.62 at α=10.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe167-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe167-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.3776   0.12137   0.11469  -0.0123   1.0000   0.1355
  -9.250  -0.3788   0.11941   0.11281  -0.0146   1.0000   0.1408
  -9.000  -0.3925   0.11941   0.11294  -0.0188   1.0000   0.1426
  -8.750  -0.3640   0.11199   0.10547  -0.0157   1.0000   0.1522
  -8.500  -0.3738   0.11110   0.10470  -0.0190   1.0000   0.1571
  -8.250  -0.3563   0.10573   0.09935  -0.0178   1.0000   0.1643
  -8.000  -0.3611   0.10398   0.09771  -0.0198   1.0000   0.1715
  -7.750  -0.3559   0.10022   0.09404  -0.0201   1.0000   0.1766
  -7.500  -0.3530   0.09756   0.09146  -0.0207   1.0000   0.1858
  -7.250  -0.3498   0.09421   0.08821  -0.0219   1.0000   0.1922
  -7.000  -0.3509   0.09216   0.08627  -0.0249   1.0000   0.2028
  -6.750  -0.3390   0.08808   0.08225  -0.0226   1.0000   0.2124
  -6.250  -0.3429   0.08336   0.07777  -0.0259   1.0000   0.2359
  -6.000  -0.3471   0.08167   0.07622  -0.0262   1.0000   0.2503
  -5.750  -0.3515   0.07972   0.07440  -0.0230   1.0000   0.2648
  -5.500  -0.3577   0.07758   0.07245  -0.0166   1.0000   0.2740
  -5.250  -0.3861   0.07855   0.07354  -0.0169   1.0000   0.2804
  -5.000  -0.3964   0.07682   0.07197  -0.0108   1.0000   0.2871
  -4.750  -0.3763   0.07398   0.06911  -0.0157   0.9911   0.3280
  -4.500   0.0704   0.04371   0.03773  -0.0315   1.0000   1.0000
  -4.250   0.0823   0.04204   0.03620  -0.0334   1.0000   1.0000
  -4.000   0.0898   0.04095   0.03528  -0.0347   1.0000   1.0000
  -3.750   0.0749   0.04196   0.03649  -0.0324   1.0000   1.0000
  -3.500   0.0404   0.04444   0.03914  -0.0265   0.9972   0.9961
  -3.250  -0.0127   0.04610   0.04090  -0.0169   0.9650   0.9267
  -2.750   0.0569   0.04034   0.03219  -0.0945   0.8998   0.2343
  -2.500   0.1013   0.03819   0.02940  -0.0978   0.8898   0.2025
  -2.250   0.1511   0.03596   0.02664  -0.1015   0.8826   0.1825
  -2.000   0.1843   0.03511   0.02524  -0.1025   0.8720   0.1712
  -1.750   0.2220   0.03386   0.02368  -0.1042   0.8641   0.1653
  -1.500   0.2553   0.03313   0.02263  -0.1051   0.8556   0.1639
  -1.250   0.2857   0.03267   0.02195  -0.1057   0.8478   0.1667
  -1.000   0.3172   0.03223   0.02130  -0.1061   0.8403   0.1683
  -0.750   0.3467   0.03206   0.02093  -0.1063   0.8330   0.1700
  -0.500   0.3751   0.03202   0.02073  -0.1064   0.8259   0.1736
  -0.250   0.4058   0.03175   0.02046  -0.1069   0.8204   0.1816
   0.000   0.4254   0.03221   0.02094  -0.1066   0.8129   0.1952
   0.250   0.4591   0.03185   0.02074  -0.1077   0.8077   0.2323
   0.500   0.4732   0.03052   0.02157  -0.1058   0.8014   1.0000
   0.750   0.4975   0.03159   0.02198  -0.1053   0.7958   1.0000
   1.000   0.5303   0.03223   0.02220  -0.1061   0.7914   1.0000
   1.250   0.5362   0.03413   0.02396  -0.1049   0.7847   1.0000
   1.500   0.5587   0.03529   0.02495  -0.1051   0.7797   1.0000
   1.750   0.5858   0.03632   0.02582  -0.1057   0.7756   1.0000
   2.000   0.5867   0.03854   0.02799  -0.1042   0.7701   1.0000
   2.250   0.6036   0.04007   0.02942  -0.1040   0.7654   1.0000
   2.500   0.6354   0.04102   0.03029  -0.1051   0.7613   1.0000
   2.750   0.6282   0.04357   0.03282  -0.1027   0.7569   1.0000
   3.000   0.6352   0.04553   0.03474  -0.1016   0.7523   1.0000
   3.250   0.6748   0.04626   0.03542  -0.1033   0.7453   1.0000
   3.500   0.6725   0.04834   0.03749  -0.1008   0.7360   1.0000
   3.750   0.6954   0.04939   0.03853  -0.1004   0.7237   1.0000
   4.000   0.7243   0.05016   0.03930  -0.1003   0.7111   1.0000
   4.250   0.7660   0.05037   0.03953  -0.1013   0.6995   1.0000
   4.500   0.7626   0.05280   0.04199  -0.0991   0.6895   1.0000
   4.750   0.7766   0.05451   0.04376  -0.0982   0.6792   1.0000
   5.000   0.8122   0.05515   0.04447  -0.0986   0.6686   1.0000
   5.250   0.8237   0.05697   0.04636  -0.0975   0.6569   1.0000
   5.500   0.8285   0.05924   0.04869  -0.0960   0.6446   1.0000
   5.750   0.8413   0.06115   0.05070  -0.0951   0.6319   1.0000
   6.000   0.8582   0.06284   0.05248  -0.0942   0.6184   1.0000
   6.250   0.8760   0.06449   0.05422  -0.0933   0.6045   1.0000
   6.500   0.8954   0.06610   0.05594  -0.0926   0.5910   1.0000
   6.750   0.9273   0.06698   0.05700  -0.0923   0.5795   1.0000
   7.000   0.9197   0.07069   0.06076  -0.0910   0.5660   1.0000
   7.250   0.9121   0.07453   0.06465  -0.0900   0.5536   1.0000
   7.500   0.9146   0.07777   0.06797  -0.0894   0.5431   1.0000
   7.750   0.9400   0.07950   0.06985  -0.0892   0.5347   1.0000
   8.000   0.9169   0.08518   0.07554  -0.0892   0.5297   1.0000
   8.250   0.9059   0.08992   0.08034  -0.0894   0.5267   1.0000
   8.500   0.9268   0.09178   0.08233  -0.0889   0.5159   1.0000
   8.750   0.9156   0.09656   0.08717  -0.0893   0.5144   1.0000
   9.000   0.9120   0.10102   0.09171  -0.0900   0.5150   1.0000
   9.250   0.9085   0.10526   0.09604  -0.0905   0.5148   1.0000
   9.500   0.9043   0.10923   0.10012  -0.0909   0.5131   1.0000
   9.750   1.0071   0.09772   0.08907  -0.0819   0.4402   1.0000
  10.000   1.0223   0.09857   0.09014  -0.0804   0.4249   1.0000
  10.250   1.0396   0.09873   0.09052  -0.0783   0.4073   1.0000
  10.500   1.1119   0.09038   0.08279  -0.0724   0.3840   1.0000
  10.750   1.2944   0.04862   0.04053  -0.0471   0.2128   1.0000
  11.000   1.2757   0.05321   0.04485  -0.0457   0.1820   1.0000
  11.250   1.2609   0.05766   0.04901  -0.0448   0.1577   1.0000
  11.500   1.2513   0.06174   0.05287  -0.0437   0.1380   1.0000
  11.750   1.2480   0.06503   0.05587  -0.0421   0.1230   1.0000
  12.000   1.2568   0.06706   0.05759  -0.0394   0.1091   1.0000
  12.250   1.3190   0.06619   0.05659  -0.0334   0.0938   1.0000
  12.500   1.3441   0.06901   0.05975  -0.0317   0.0885   1.0000
  12.750   1.3863   0.07302   0.06378  -0.0309   0.0824   1.0000
  13.000   1.3777   0.07705   0.06821  -0.0298   0.0819   1.0000
  13.250   1.3681   0.08152   0.07304  -0.0292   0.0816   1.0000
  13.500   1.3555   0.08638   0.07822  -0.0290   0.0816   1.0000
  13.750   1.3398   0.09163   0.08377  -0.0294   0.0818   1.0000
  14.000   1.3221   0.09730   0.08970  -0.0304   0.0821   1.0000
  14.250   1.3033   0.10339   0.09603  -0.0320   0.0825   1.0000
  14.500   1.2850   0.10989   0.10272  -0.0340   0.0829   1.0000
  14.750   1.1745   0.12876   0.12217  -0.0499   0.0910   1.0000
<< Back to GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) AIRFOIL (goe167-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) AIRFOIL (goe167-il)