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

GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.76 at α=3°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe207-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe207-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 207 (AVIATIK V8) 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  -0.2826   0.12557   0.11904  -0.0091   1.0000   0.0809
  -9.250  -0.2798   0.12467   0.11822  -0.0116   1.0000   0.0824
  -9.000  -0.2816   0.12500   0.11866  -0.0146   1.0000   0.0831
  -8.750  -0.2721   0.12066   0.11439  -0.0154   1.0000   0.0839
  -8.500  -0.2549   0.11441   0.10815  -0.0144   1.0000   0.0862
  -8.250  -0.2462   0.11127   0.10508  -0.0152   1.0000   0.0882
  -8.000  -0.2395   0.10870   0.10260  -0.0162   1.0000   0.0903
  -7.750  -0.2351   0.10663   0.10062  -0.0175   1.0000   0.0924
  -7.500  -0.2332   0.10533   0.09946  -0.0194   1.0000   0.0942
  -7.250  -0.2311   0.10520   0.09946  -0.0238   1.0000   0.0954
  -7.000  -0.2302   0.10596   0.10035  -0.0288   1.0000   0.0960
  -6.750  -0.2255   0.09967   0.09422  -0.0238   1.0000   0.0973
  -6.500  -0.2293   0.09718   0.09188  -0.0208   1.0000   0.0986
  -6.250  -0.2449   0.09675   0.09161  -0.0177   1.0000   0.0993
  -6.000  -0.2643   0.09690   0.09193  -0.0147   1.0000   0.0997
  -5.750  -0.2809   0.09685   0.09201  -0.0125   1.0000   0.1002
  -5.500  -0.2594   0.09393   0.08910  -0.0179   0.9919   0.1044
  -5.250  -0.1959   0.09038   0.08538  -0.0366   0.9733   0.1109
  -5.000  -0.1594   0.08427   0.07926  -0.0405   0.9594   0.1168
  -4.750  -0.0906   0.08123   0.07598  -0.0583   0.9418   0.1253
  -4.500  -0.0554   0.07524   0.07003  -0.0613   0.9279   0.1317
  -4.250   0.0034   0.07144   0.06603  -0.0734   0.9119   0.1417
  -4.000   0.0591   0.06890   0.06326  -0.0838   0.8947   0.1549
  -3.750   0.0832   0.06405   0.05848  -0.0840   0.8787   0.1635
  -3.500   0.1176   0.06115   0.05546  -0.0880   0.8612   0.1775
  -3.250   0.1491   0.05866   0.05287  -0.0911   0.8437   0.1950
  -3.000   0.1811   0.05656   0.05060  -0.0945   0.8262   0.2163
  -2.750   0.2015   0.05384   0.04786  -0.0942   0.8095   0.2360
  -2.500   0.2233   0.05158   0.04554  -0.0945   0.7930   0.2677
  -2.250   0.2419   0.04971   0.04361  -0.0941   0.7767   0.3263
  -2.000   0.2520   0.04699   0.04100  -0.0909   0.7615   0.3798
  -1.750   0.2655   0.04476   0.03881  -0.0880   0.7467   0.4312
  -1.500   0.2848   0.04293   0.03695  -0.0865   0.7320   0.4793
  -1.250   0.3025   0.04074   0.03478  -0.0838   0.7187   0.5169
  -1.000   0.3251   0.03892   0.03292  -0.0825   0.7049   0.5524
  -0.750   0.3545   0.03767   0.03156  -0.0835   0.6896   0.5815
  -0.500   0.3860   0.03643   0.03022  -0.0849   0.6744   0.5993
  -0.250   0.4245   0.03544   0.02905  -0.0881   0.6593   0.6015
   0.000   0.4739   0.03507   0.02827  -0.0939   0.6442   0.5812
   0.250   0.5297   0.03545   0.02799  -0.1009   0.6292   0.5114
   0.500   0.5796   0.03625   0.02810  -0.1051   0.6158   0.4194
   0.750   0.6216   0.03679   0.02800  -0.1064   0.6046   0.3496
   1.000   0.6549   0.03766   0.02851  -0.1071   0.5915   0.3063
   1.250   0.6858   0.03828   0.02883  -0.1072   0.5802   0.2738
   1.500   0.7186   0.03837   0.02849  -0.1064   0.5716   0.2433
   1.750   0.7439   0.03930   0.02933  -0.1065   0.5602   0.2237
   2.000   0.7748   0.03926   0.02888  -0.1055   0.5534   0.2062
   2.250   0.7974   0.04067   0.03021  -0.1056   0.5425   0.1960
   2.500   0.8263   0.04064   0.02988  -0.1045   0.5361   0.1898
   2.750   0.8449   0.04232   0.03160  -0.1046   0.5262   0.1895
   3.000   0.8740   0.04211   0.03115  -0.1033   0.5210   0.1899
   3.250   0.8847   0.04519   0.03441  -0.1041   0.5124   0.1893
   3.500   0.9065   0.04626   0.03543  -0.1035   0.5071   0.1904
   3.750   0.9326   0.04681   0.03585  -0.1027   0.5032   0.1968
   4.000   0.9205   0.05333   0.04271  -0.1048   0.4959   0.1973
   4.250   0.9312   0.05610   0.04555  -0.1051   0.4913   0.2061
   4.500   0.9639   0.05590   0.04525  -0.1043   0.4878   0.2272
   4.750   0.9357   0.06444   0.05401  -0.1067   0.4852   0.2209
   5.000   0.9059   0.07307   0.06273  -0.1094   0.4878   0.2143
   5.250   0.6951   0.10314   0.09355  -0.1258   0.6542   0.1853
   5.500   0.6851   0.10416   0.09453  -0.1232   0.6427   0.1853
   5.750   0.7192   0.10694   0.09723  -0.1244   0.6379   0.1871
   6.000   0.7099   0.10824   0.09850  -0.1222   0.6281   0.1870
   6.250   0.7362   0.11079   0.10098  -0.1229   0.6226   0.1881
   6.500   0.7396   0.11295   0.10311  -0.1220   0.6164   0.1898
   6.750   0.7536   0.11498   0.10509  -0.1218   0.6081   0.1959
   7.000   0.7876   0.11852   0.10860  -0.1235   0.6044   0.2140
   7.250   0.7749   0.11951   0.10961  -0.1214   0.5938   0.2173
   7.500   0.8078   0.12271   0.11295  -0.1230   0.5885   0.2596
<< Back to GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 207 (AVIATIK V8) AIRFOIL (goe207-il)