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

GOE 240 (KOLLER) AIRFOIL (goe240-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 240 (KOLLER) AIRFOIL (goe240-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 37.71 at α=6.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe240-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe240-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 240 (KOLLER) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.3390   0.11964   0.11262  -0.0220   1.0000   0.1103
  -9.000  -0.3426   0.11910   0.11217  -0.0240   1.0000   0.1127
  -8.750  -0.3522   0.11963   0.11285  -0.0262   1.0000   0.1134
  -8.500  -0.3275   0.11111   0.10429  -0.0240   1.0000   0.1177
  -8.250  -0.3223   0.10823   0.10146  -0.0240   1.0000   0.1220
  -8.000  -0.3250   0.10677   0.10010  -0.0247   1.0000   0.1257
  -7.750  -0.3364   0.10691   0.10042  -0.0259   1.0000   0.1274
  -7.500  -0.3350   0.10380   0.09741  -0.0262   1.0000   0.1292
  -7.250  -0.3220   0.09880   0.09242  -0.0233   1.0000   0.1350
  -7.000  -0.3245   0.09725   0.09097  -0.0240   1.0000   0.1402
  -6.750  -0.3325   0.09786   0.09172  -0.0288   1.0000   0.1428
  -6.500  -0.3223   0.09190   0.08580  -0.0231   1.0000   0.1488
  -6.250  -0.3236   0.09034   0.08433  -0.0238   1.0000   0.1554
  -6.000  -0.3261   0.08910   0.08319  -0.0267   1.0000   0.1588
  -5.750  -0.3226   0.08520   0.07935  -0.0220   1.0000   0.1646
  -5.500  -0.3223   0.08475   0.07892  -0.0262   1.0000   0.1723
  -5.000  -0.3179   0.07884   0.07313  -0.0224   1.0000   0.1848
  -4.750  -0.3132   0.07616   0.07048  -0.0229   1.0000   0.1912
  -4.500  -0.3018   0.07429   0.06857  -0.0264   1.0000   0.2034
  -4.250  -0.2984   0.07110   0.06544  -0.0230   1.0000   0.2126
  -4.000  -0.2885   0.06852   0.06287  -0.0237   1.0000   0.2279
  -3.750  -0.2747   0.06601   0.06030  -0.0260   1.0000   0.2484
  -3.500  -0.2669   0.06313   0.05746  -0.0242   1.0000   0.2666
  -3.250  -0.2533   0.06061   0.05493  -0.0250   1.0000   0.2940
  -3.000  -0.2426   0.05799   0.05234  -0.0240   1.0000   0.3244
  -2.750  -0.2331   0.05558   0.04997  -0.0225   1.0000   0.3677
  -2.500  -0.2302   0.05290   0.04740  -0.0180   1.0000   0.4146
  -2.000  -0.2317   0.04783   0.04258  -0.0058   1.0000   0.5348
  -1.750  -0.2304   0.04538   0.04023  -0.0002   1.0000   0.5926
  -1.500  -0.2270   0.04284   0.03779   0.0050   1.0000   0.6390
  -1.250  -0.2151   0.04043   0.03543   0.0074   1.0000   0.6755
  -1.000  -0.1858   0.03814   0.03311   0.0043   1.0000   0.7000
  -0.750   0.0499   0.03888   0.03134  -0.0588   1.0000   0.2993
  -0.500   0.0979   0.03792   0.02941  -0.0634   1.0000   0.2156
  -0.250   0.1307   0.03711   0.02799  -0.0651   1.0000   0.1875
   0.000   0.1893   0.03587   0.02621  -0.0712   0.9901   0.1715
   0.250   0.2482   0.03494   0.02490  -0.0773   0.9777   0.1653
   0.500   0.3039   0.03451   0.02409  -0.0827   0.9635   0.1703
   0.750   0.3574   0.03412   0.02334  -0.0873   0.9488   0.1760
   1.000   0.4071   0.03381   0.02281  -0.0911   0.9341   0.1863
   1.250   0.4542   0.03338   0.02243  -0.0946   0.9196   0.2111
   1.500   0.4961   0.03082   0.02188  -0.0969   0.9066   1.0000
   1.750   0.5375   0.03143   0.02166  -0.0988   0.8904   1.0000
   2.000   0.5781   0.03196   0.02193  -0.1012   0.8744   1.0000
   2.250   0.6191   0.03240   0.02222  -0.1035   0.8585   1.0000
   2.500   0.6607   0.03273   0.02245  -0.1057   0.8427   1.0000
   2.750   0.7027   0.03296   0.02262  -0.1076   0.8270   1.0000
   3.000   0.7322   0.03349   0.02315  -0.1077   0.8087   1.0000
   3.250   0.7648   0.03384   0.02350  -0.1080   0.7910   1.0000
   3.500   0.7991   0.03399   0.02368  -0.1081   0.7736   1.0000
   3.750   0.8349   0.03395   0.02370  -0.1081   0.7564   1.0000
   4.000   0.8746   0.03332   0.02311  -0.1077   0.7386   1.0000
   4.250   0.9005   0.03322   0.02305  -0.1057   0.7154   1.0000
   4.500   0.9379   0.03211   0.02198  -0.1042   0.6950   1.0000
   4.750   0.9647   0.03177   0.02172  -0.1021   0.6725   1.0000
   5.000   0.9950   0.03120   0.02121  -0.1004   0.6517   1.0000
   5.250   1.0237   0.03079   0.02084  -0.0986   0.6307   1.0000
   5.500   1.0508   0.03048   0.02062  -0.0967   0.6083   1.0000
   5.750   1.0782   0.03024   0.02041  -0.0950   0.5857   1.0000
   6.000   1.1074   0.02993   0.02009  -0.0933   0.5626   1.0000
   6.250   1.1312   0.03028   0.02046  -0.0916   0.5372   1.0000
   6.500   1.1573   0.03069   0.02088  -0.0901   0.5129   1.0000
   6.750   1.1815   0.03142   0.02162  -0.0887   0.4885   1.0000
   7.000   1.2022   0.03255   0.02283  -0.0871   0.4651   1.0000
   7.250   1.2259   0.03342   0.02371  -0.0858   0.4440   1.0000
   7.500   1.2471   0.03440   0.02480  -0.0844   0.4240   1.0000
   7.750   1.2664   0.03548   0.02602  -0.0829   0.4053   1.0000
   8.000   1.2877   0.03641   0.02704  -0.0815   0.3882   1.0000
   8.250   1.3084   0.03752   0.02829  -0.0802   0.3730   1.0000
   8.500   1.3277   0.03896   0.02998  -0.0790   0.3598   1.0000
   8.750   1.3472   0.04002   0.03120  -0.0775   0.3445   1.0000
   9.000   1.3688   0.03996   0.03108  -0.0757   0.3225   1.0000
   9.250   1.3819   0.04022   0.03145  -0.0731   0.2990   1.0000
   9.500   1.3925   0.04044   0.03176  -0.0703   0.2745   1.0000
   9.750   1.3967   0.04045   0.03179  -0.0667   0.2463   1.0000
  10.000   1.3930   0.04105   0.03249  -0.0623   0.2162   1.0000
  10.250   1.3823   0.04251   0.03368  -0.0573   0.1816   1.0000
  10.500   1.3684   0.04521   0.03614  -0.0525   0.1502   1.0000
  10.750   1.3588   0.04801   0.03887  -0.0486   0.1284   1.0000
  11.000   1.3556   0.05070   0.04148  -0.0457   0.1133   1.0000
  11.250   1.3586   0.05368   0.04461  -0.0434   0.1025   1.0000
  11.500   1.3676   0.05678   0.04781  -0.0416   0.0950   1.0000
  11.750   1.3734   0.05981   0.05102  -0.0398   0.0895   1.0000
  12.000   1.3795   0.06309   0.05440  -0.0382   0.0853   1.0000
  12.250   1.3721   0.06713   0.05884  -0.0366   0.0830   1.0000
  12.500   1.3635   0.07128   0.06330  -0.0354   0.0811   1.0000
  12.750   1.3535   0.07561   0.06789  -0.0347   0.0795   1.0000
  13.000   1.3406   0.08040   0.07293  -0.0345   0.0786   1.0000
  13.250   1.3142   0.08699   0.07986  -0.0357   0.0794   1.0000
  13.500   1.2743   0.09612   0.08935  -0.0394   0.0823   1.0000
  13.750   1.2428   0.10504   0.09848  -0.0437   0.0843   1.0000
  14.000   1.2165   0.11403   0.10758  -0.0482   0.0858   1.0000
  14.250   1.1944   0.12303   0.11664  -0.0528   0.0868   1.0000
  14.500   1.1166   0.15003   0.14355  -0.0712   0.0985   1.0000
  14.750   1.0749   0.17015   0.16344  -0.0845   0.1094   1.0000
  15.000   1.0717   0.17728   0.17054  -0.0880   0.1099   1.0000
  15.250   1.0569   0.18840   0.18156  -0.0956   0.1193   1.0000
  15.500   1.0598   0.19458   0.18773  -0.0981   0.1221   1.0000
<< Back to GOE 240 (KOLLER) AIRFOIL (goe240-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 240 (KOLLER) AIRFOIL (goe240-il)