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

GOE 81 AIRFOIL (goe81-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 81 AIRFOIL (goe81-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 31.25 at α=9.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe81-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe81-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 81 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.2878   0.12981   0.12271  -0.0305   1.0000   0.0854
  -9.750  -0.2926   0.13034   0.12335  -0.0323   1.0000   0.0859
  -9.500  -0.3002   0.13106   0.12421  -0.0336   1.0000   0.0862
  -9.250  -0.2677   0.11902   0.11207  -0.0311   1.0000   0.0899
  -9.000  -0.2622   0.11616   0.10928  -0.0310   1.0000   0.0927
  -8.750  -0.2601   0.11410   0.10730  -0.0310   1.0000   0.0957
  -8.500  -0.2634   0.11313   0.10645  -0.0310   1.0000   0.0983
  -8.250  -0.2748   0.11353   0.10701  -0.0303   1.0000   0.0996
  -8.000  -0.2903   0.11437   0.10804  -0.0291   1.0000   0.1002
  -7.750  -0.3038   0.11534   0.10917  -0.0295   1.0000   0.1006
  -7.500  -0.2829   0.10632   0.10013  -0.0248   1.0000   0.1046
  -7.250  -0.2880   0.10459   0.09850  -0.0226   1.0000   0.1070
  -7.000  -0.2958   0.10338   0.09740  -0.0207   1.0000   0.1092
  -6.750  -0.3046   0.10245   0.09657  -0.0193   1.0000   0.1114
  -6.500  -0.3136   0.10201   0.09622  -0.0191   1.0000   0.1135
  -6.250  -0.3206   0.10259   0.09689  -0.0217   1.0000   0.1150
  -6.000  -0.3218   0.10153   0.09588  -0.0239   1.0000   0.1160
  -5.750  -0.3236   0.09656   0.09099  -0.0180   1.0000   0.1183
  -5.500  -0.3240   0.09408   0.08857  -0.0162   1.0000   0.1214
  -5.250  -0.3223   0.09221   0.08673  -0.0165   1.0000   0.1255
  -5.000  -0.3027   0.09354   0.08792  -0.0280   1.0000   0.1309
  -4.750  -0.3081   0.08830   0.08284  -0.0220   1.0000   0.1330
  -4.500  -0.3057   0.08538   0.07997  -0.0198   1.0000   0.1380
  -4.250  -0.2802   0.08462   0.07908  -0.0289   1.0000   0.1472
  -4.000  -0.2818   0.08057   0.07513  -0.0244   1.0000   0.1510
  -3.750  -0.2516   0.07971   0.07408  -0.0329   1.0000   0.1628
  -3.500  -0.2510   0.07557   0.07006  -0.0291   1.0000   0.1666
  -3.000  -0.2164   0.07064   0.06506  -0.0334   1.0000   0.1866
  -2.750  -0.1952   0.06820   0.06257  -0.0364   1.0000   0.1988
  -2.500  -0.1741   0.06587   0.06019  -0.0391   1.0000   0.2136
  -2.250  -0.1534   0.06375   0.05803  -0.0413   1.0000   0.2338
  -2.000  -0.0988   0.06126   0.05536  -0.0510   0.9904   0.2835
  -1.750  -0.0657   0.05745   0.05161  -0.0539   0.9814   0.3322
  -1.500  -0.0399   0.05425   0.04852  -0.0542   0.9724   0.4111
  -1.250  -0.0210   0.05141   0.04581  -0.0523   0.9627   0.4789
  -1.000   0.0043   0.04886   0.04335  -0.0515   0.9528   0.5446
  -0.750   0.0413   0.04640   0.04091  -0.0533   0.9430   0.6050
  -0.500   0.0777   0.04431   0.03884  -0.0556   0.9317   0.6515
  -0.250   0.1289   0.04257   0.03703  -0.0619   0.9193   0.6781
   0.000   0.2558   0.04218   0.03595  -0.0889   0.9038   0.6028
   0.250   0.3869   0.04453   0.03658  -0.1135   0.8864   0.3451
   0.500   0.4387   0.04474   0.03623  -0.1175   0.8721   0.2653
   0.750   0.4850   0.04489   0.03582  -0.1201   0.8579   0.2231
   1.000   0.5269   0.04421   0.03493  -0.1223   0.8444   0.2018
   1.250   0.5696   0.04383   0.03422  -0.1244   0.8313   0.1843
   1.500   0.6186   0.04320   0.03325  -0.1269   0.8196   0.1732
   1.750   0.6554   0.04296   0.03273  -0.1278   0.8061   0.1678
   2.000   0.6862   0.04298   0.03257  -0.1279   0.7919   0.1680
   2.250   0.7156   0.04309   0.03258  -0.1278   0.7781   0.1727
   2.500   0.7442   0.04330   0.03268  -0.1276   0.7647   0.1769
   2.750   0.7758   0.04331   0.03269  -0.1278   0.7522   0.1831
   3.000   0.8274   0.04229   0.03168  -0.1299   0.7437   0.2037
   3.250   0.8504   0.04279   0.03237  -0.1295   0.7298   0.2443
   3.500   0.8652   0.04251   0.03322  -0.1275   0.7167   1.0000
   3.750   0.8866   0.04361   0.03392  -0.1263   0.7041   1.0000
   4.000   0.9347   0.04278   0.03279  -0.1269   0.6967   1.0000
   4.250   0.9467   0.04448   0.03442  -0.1255   0.6829   1.0000
   4.500   0.9586   0.04624   0.03613  -0.1241   0.6694   1.0000
   4.750   0.9713   0.04802   0.03789  -0.1229   0.6568   1.0000
   5.000   1.0208   0.04677   0.03660  -0.1232   0.6501   1.0000
   5.250   1.0241   0.04936   0.03922  -0.1216   0.6362   1.0000
   5.500   1.0239   0.05231   0.04219  -0.1199   0.6229   1.0000
   5.750   1.0297   0.05480   0.04471  -0.1185   0.6107   1.0000
   6.000   1.0923   0.05193   0.04191  -0.1186   0.6032   1.0000
   6.250   1.0924   0.05472   0.04475  -0.1166   0.5889   1.0000
   6.500   1.0977   0.05690   0.04698  -0.1148   0.5746   1.0000
   6.750   1.1166   0.05754   0.04768  -0.1129   0.5604   1.0000
   7.000   1.1560   0.05565   0.04591  -0.1110   0.5461   1.0000
   7.250   1.1940   0.05403   0.04439  -0.1093   0.5325   1.0000
   7.500   1.2414   0.05166   0.04213  -0.1082   0.5213   1.0000
   7.750   1.3033   0.04792   0.03852  -0.1078   0.5101   1.0000
   8.000   1.3233   0.04837   0.03911  -0.1060   0.4958   1.0000
   8.250   1.3450   0.04873   0.03960  -0.1043   0.4814   1.0000
   8.500   1.3721   0.04862   0.03966  -0.1028   0.4664   1.0000
   8.750   1.4072   0.04788   0.03902  -0.1017   0.4504   1.0000
   9.000   1.4387   0.04753   0.03873  -0.1004   0.4324   1.0000
   9.250   1.4480   0.04902   0.04041  -0.0978   0.4138   1.0000
   9.500   1.4680   0.04947   0.04095  -0.0957   0.3938   1.0000
   9.750   1.5096   0.04830   0.03968  -0.0951   0.3722   1.0000
  10.000   1.5281   0.04916   0.04060  -0.0933   0.3545   1.0000
  10.250   1.5382   0.05049   0.04210  -0.0908   0.3384   1.0000
  10.500   1.5504   0.05161   0.04334  -0.0885   0.3229   1.0000
  10.750   1.5687   0.05273   0.04455  -0.0869   0.3091   1.0000
  11.000   1.5467   0.05669   0.04889  -0.0826   0.3008   1.0000
  11.250   1.5509   0.05869   0.05105  -0.0800   0.2895   1.0000
  11.500   1.3837   0.07781   0.07028  -0.0754   0.3017   1.0000
  11.750   1.4051   0.07803   0.07069  -0.0734   0.2906   1.0000
  12.000   1.1387   0.13039   0.12221  -0.0973   0.3068   1.0000
  12.250   1.1164   0.13843   0.13026  -0.1004   0.3033   1.0000
<< Back to GOE 81 AIRFOIL (goe81-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 81 AIRFOIL (goe81-il)