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

GOE 54 AIRFOIL (goe54-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 54 AIRFOIL (goe54-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.77 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe54-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe54-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 54 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  -0.5701   0.12307   0.11641   0.0411   1.0000   0.1059
  -8.750  -0.5730   0.12156   0.11498   0.0371   1.0000   0.1084
  -8.500  -0.5787   0.12064   0.11416   0.0309   1.0000   0.1092
  -8.250  -0.5536   0.11250   0.10601   0.0371   1.0000   0.1153
  -8.000  -0.5498   0.10962   0.10318   0.0349   1.0000   0.1203
  -7.750  -0.5513   0.10830   0.10194   0.0264   1.0000   0.1233
  -7.500  -0.5377   0.10243   0.09613   0.0309   1.0000   0.1283
  -7.250  -0.5295   0.09934   0.09308   0.0274   1.0000   0.1363
  -7.000  -0.5208   0.09538   0.08916   0.0241   1.0000   0.1419
  -6.750  -0.5094   0.09227   0.08607   0.0206   1.0000   0.1531
  -6.250  -0.4854   0.08447   0.07835   0.0155   1.0000   0.1728
  -6.000  -0.4704   0.08131   0.07517   0.0108   1.0000   0.1876
  -5.750  -0.4564   0.07759   0.07149   0.0098   1.0000   0.2038
  -5.500  -0.4438   0.07363   0.06761   0.0111   1.0000   0.2214
  -5.250  -0.4310   0.07015   0.06422   0.0131   1.0000   0.2429
  -5.000  -0.4182   0.06689   0.06104   0.0133   1.0000   0.2737
  -4.750  -0.4079   0.06407   0.05832   0.0146   1.0000   0.3194
  -4.500  -0.4019   0.06132   0.05575   0.0211   1.0000   0.3709
  -4.250  -0.1536   0.04427   0.03850   0.0393   1.0000   1.0000
  -4.000  -0.1386   0.04193   0.03625   0.0376   1.0000   1.0000
  -3.750  -0.1233   0.03967   0.03409   0.0358   1.0000   1.0000
  -3.500  -0.1076   0.03747   0.03200   0.0340   1.0000   1.0000
  -3.250  -0.0915   0.03535   0.02999   0.0321   1.0000   1.0000
  -3.000  -0.0748   0.03329   0.02808   0.0300   1.0000   1.0000
  -2.750  -0.1073   0.03353   0.02851   0.0389   1.0000   0.9749
  -2.500  -0.1524   0.03403   0.02925   0.0490   1.0000   0.9339
  -2.250  -0.1951   0.03408   0.02956   0.0568   1.0000   0.8933
  -2.000  -0.2311   0.03342   0.02923   0.0613   1.0000   0.8477
  -1.750   0.0032   0.02829   0.02178  -0.0335   0.9406   0.3310
  -1.500   0.0686   0.02737   0.01961  -0.0387   0.8153   0.2654
  -1.250   0.0968   0.02685   0.01840  -0.0368   0.7612   0.2431
  -1.000   0.1268   0.02661   0.01750  -0.0355   0.7202   0.2233
  -0.750   0.1569   0.02644   0.01678  -0.0344   0.6859   0.2061
  -0.500   0.1865   0.02615   0.01613  -0.0334   0.6557   0.1937
  -0.250   0.2163   0.02608   0.01567  -0.0324   0.6299   0.1834
   0.000   0.2454   0.02584   0.01520  -0.0315   0.6056   0.1752
   0.250   0.2740   0.02594   0.01496  -0.0303   0.5847   0.1696
   0.500   0.3024   0.02584   0.01470  -0.0295   0.5654   0.1685
   0.750   0.3306   0.02589   0.01464  -0.0288   0.5488   0.1682
   1.000   0.3583   0.02604   0.01468  -0.0281   0.5342   0.1672
   1.250   0.3870   0.02630   0.01489  -0.0278   0.5196   0.1663
   1.500   0.4159   0.02671   0.01526  -0.0278   0.5060   0.1668
   1.750   0.4450   0.02728   0.01581  -0.0280   0.4946   0.1689
   2.000   0.4727   0.02779   0.01624  -0.0276   0.4846   0.1759
   2.250   0.5023   0.02843   0.01707  -0.0282   0.4726   0.1935
   2.500   0.5263   0.02738   0.01799  -0.0275   0.4627   1.0000
   2.750   0.5531   0.02837   0.01868  -0.0267   0.4534   1.0000
   3.000   0.5816   0.02968   0.01997  -0.0273   0.4416   1.0000
   3.250   0.6086   0.03100   0.02120  -0.0274   0.4316   1.0000
   3.500   0.6345   0.03209   0.02209  -0.0268   0.4218   1.0000
   3.750   0.6617   0.03386   0.02395  -0.0280   0.4110   1.0000
   4.000   0.6868   0.03517   0.02511  -0.0275   0.4024   1.0000
   4.250   0.7128   0.03708   0.02713  -0.0286   0.3922   1.0000
   4.500   0.7376   0.03917   0.02925  -0.0293   0.3851   1.0000
   4.750   0.7622   0.04196   0.03222  -0.0313   0.3773   1.0000
   5.000   0.7855   0.04352   0.03367  -0.0306   0.3708   1.0000
   5.250   0.8067   0.04784   0.03837  -0.0349   0.3629   1.0000
   5.500   0.8284   0.05022   0.04077  -0.0353   0.3579   1.0000
   5.750   0.8485   0.05355   0.04418  -0.0366   0.3551   1.0000
   6.000   0.8622   0.05991   0.05084  -0.0428   0.3567   1.0000
   6.750   0.7854   0.09215   0.08365  -0.0861   0.5051   1.0000
   7.000   0.7867   0.09508   0.08654  -0.0858   0.4938   1.0000
   7.250   0.8162   0.09935   0.09086  -0.0859   0.4859   1.0000
   7.500   0.8063   0.10142   0.09289  -0.0853   0.4729   1.0000
   7.750   0.8079   0.10446   0.09592  -0.0851   0.4619   1.0000
   8.000   0.8372   0.10913   0.10062  -0.0849   0.4522   1.0000
   8.250   0.8286   0.11108   0.10256  -0.0846   0.4399   1.0000
   8.500   0.8271   0.11423   0.10570  -0.0847   0.4305   1.0000
   8.750   0.8550   0.11918   0.11073  -0.0843   0.4198   1.0000
   9.000   0.8495   0.12127   0.11284  -0.0841   0.4068   1.0000
   9.250   0.8436   0.12419   0.11575  -0.0844   0.3963   1.0000
   9.500   0.8567   0.12842   0.12002  -0.0842   0.3856   1.0000
   9.750   0.8851   0.13400   0.12569  -0.0833   0.3717   1.0000
  10.000   0.8619   0.13481   0.12647  -0.0843   0.3604   1.0000
  10.250   0.8635   0.13846   0.13015  -0.0846   0.3497   1.0000
  10.500   0.8840   0.14390   0.13565  -0.0841   0.3387   1.0000
  10.750   0.9041   0.14910   0.14096  -0.0833   0.3239   1.0000
  11.000   0.8759   0.14939   0.14119  -0.0855   0.3156   1.0000
  11.250   0.8923   0.15480   0.14665  -0.0853   0.3071   1.0000
<< Back to GOE 54 AIRFOIL (goe54-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 54 AIRFOIL (goe54-il)