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

GOE 514 AIRFOIL (goe514-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 514 AIRFOIL (goe514-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.16 at α=2.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe514-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe514-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 514 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.3337   0.13198   0.12642  -0.0143   1.0000   0.2209
  -8.500  -0.3616   0.13194   0.12650  -0.0134   1.0000   0.2240
  -8.250  -0.3944   0.13204   0.12673  -0.0123   1.0000   0.2248
  -8.000  -0.3617   0.12579   0.12046  -0.0102   1.0000   0.2301
  -7.750  -0.3678   0.12384   0.11857  -0.0085   1.0000   0.2354
  -7.500  -0.3922   0.12299   0.11783  -0.0070   1.0000   0.2397
  -7.250  -0.4282   0.12265   0.11761  -0.0054   1.0000   0.2412
  -7.000  -0.4686   0.12235   0.11743  -0.0028   1.0000   0.2418
  -6.750  -0.4198   0.11605   0.11110  -0.0015   1.0000   0.2524
  -6.500  -0.4488   0.11485   0.11000   0.0009   1.0000   0.2560
  -6.250  -0.4850   0.11391   0.10915   0.0033   1.0000   0.2578
  -6.000  -0.5207   0.11273   0.10800   0.0039   1.0000   0.2592
  -5.750  -0.4965   0.10788   0.10323   0.0073   1.0000   0.2663
  -5.500  -0.5133   0.10580   0.10119   0.0088   1.0000   0.2731
  -5.250  -0.5463   0.10470   0.10003   0.0081   1.0000   0.2769
  -5.000  -0.5374   0.10009   0.09553   0.0113   1.0000   0.2815
  -4.750  -0.5424   0.09763   0.09309   0.0130   1.0000   0.2894
  -4.500  -0.5015   0.09354   0.08865   0.0000   0.9719   0.3125
  -4.250  -0.4796   0.07836   0.07262  -0.0131   0.9618   0.2052
  -4.000  -0.4382   0.07511   0.06910  -0.0178   0.9403   0.2182
  -3.750  -0.4138   0.07086   0.06429  -0.0206   0.9234   0.2236
  -3.500  -0.3868   0.06913   0.06247  -0.0213   0.9050   0.2368
  -3.250  -0.3604   0.06672   0.05975  -0.0224   0.8883   0.2472
  -3.000  -0.3326   0.06464   0.05724  -0.0235   0.8723   0.2569
  -2.750  -0.3054   0.06311   0.05554  -0.0239   0.8562   0.2694
  -2.500  -0.2755   0.06130   0.05329  -0.0249   0.8417   0.2801
  -2.250  -0.2430   0.05995   0.05153  -0.0259   0.8273   0.2938
  -2.000  -0.2203   0.05873   0.05021  -0.0253   0.8121   0.3057
  -1.750  -0.1985   0.05767   0.04891  -0.0246   0.7972   0.3192
  -1.500  -0.1765   0.05678   0.04769  -0.0239   0.7827   0.3324
  -1.250  -0.1553   0.05619   0.04684  -0.0231   0.7687   0.3479
  -1.000  -0.1313   0.05573   0.04612  -0.0227   0.7559   0.3624
  -0.750  -0.0881   0.05462   0.04478  -0.0246   0.7460   0.3810
  -0.500  -0.0772   0.05461   0.04466  -0.0227   0.7321   0.3932
  -0.250  -0.0625   0.05464   0.04460  -0.0214   0.7197   0.4067
   0.000  -0.0214   0.05395   0.04369  -0.0232   0.7105   0.4234
   0.250  -0.0072   0.05453   0.04404  -0.0221   0.6983   0.4290
   0.500   0.0123   0.05488   0.04432  -0.0220   0.6872   0.4359
   0.750   0.0668   0.05449   0.04366  -0.0262   0.6787   0.4492
   1.000   0.0766   0.05587   0.04496  -0.0258   0.6670   0.4549
   1.250   0.1543   0.05496   0.04385  -0.0332   0.6596   0.4716
   1.500   0.1455   0.05724   0.04612  -0.0308   0.6483   0.4761
   1.750   0.2065   0.05679   0.04569  -0.0360   0.6414   0.4997
   2.000   0.1964   0.05926   0.04825  -0.0337   0.6321   0.5069
   2.250   0.2532   0.05818   0.04750  -0.0374   0.6258   0.5438
   2.500   0.2313   0.06125   0.05072  -0.0340   0.6176   0.5528
   2.750   0.4330   0.06051   0.05087  -0.0622   0.6078   1.0000
   3.000   0.3789   0.06589   0.05633  -0.0564   0.6005   1.0000
   3.250   0.3905   0.06773   0.05802  -0.0554   0.5949   1.0000
   3.500   0.4237   0.06847   0.05851  -0.0559   0.5896   1.0000
   3.750   0.3970   0.07266   0.06271  -0.0528   0.5872   1.0000
   4.000   0.3870   0.07596   0.06596  -0.0509   0.5860   1.0000
   4.250   0.3811   0.07899   0.06893  -0.0494   0.5850   1.0000
   4.500   0.3793   0.08193   0.07179  -0.0483   0.5856   1.0000
   4.750   0.3862   0.08483   0.07460  -0.0480   0.5884   1.0000
   5.000   0.2595   0.09491   0.08521  -0.0442   0.7020   1.0000
   5.250   0.2899   0.09786   0.08797  -0.0457   0.6958   1.0000
   5.500   0.2863   0.09910   0.08912  -0.0436   0.6905   1.0000
   5.750   0.2971   0.10075   0.09067  -0.0429   0.6829   1.0000
   6.000   0.3251   0.10391   0.09368  -0.0442   0.6783   1.0000
   6.250   0.3186   0.10483   0.09455  -0.0419   0.6721   1.0000
   6.500   0.3360   0.10685   0.09647  -0.0419   0.6635   1.0000
   6.750   0.3623   0.11042   0.09992  -0.0431   0.6594   1.0000
   7.000   0.3522   0.11050   0.09998  -0.0404   0.6499   1.0000
   7.250   0.3767   0.11345   0.10283  -0.0412   0.6443   1.0000
   7.500   0.3770   0.11501   0.10435  -0.0399   0.6386   1.0000
   7.750   0.3904   0.11682   0.10610  -0.0396   0.6292   1.0000
   8.000   0.4205   0.12094   0.11013  -0.0411   0.6248   1.0000
   8.250   0.4073   0.12068   0.10987  -0.0384   0.6149   1.0000
   8.500   0.4324   0.12386   0.11300  -0.0393   0.6094   1.0000
   8.750   0.4288   0.12508   0.11420  -0.0379   0.6024   1.0000
   9.000   0.4468   0.12739   0.11648  -0.0381   0.5937   1.0000
   9.250   0.4587   0.13014   0.11920  -0.0380   0.5885   1.0000
   9.500   0.4626   0.13129   0.12035  -0.0371   0.5784   1.0000
   9.750   0.4947   0.13578   0.12481  -0.0387   0.5737   1.0000
  10.000   0.4806   0.13546   0.12449  -0.0366   0.5633   1.0000
  10.250   0.5107   0.13945   0.12847  -0.0378   0.5570   1.0000
<< Back to GOE 514 AIRFOIL (goe514-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 514 AIRFOIL (goe514-il)