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

GOE 284 AIRFOIL (goe284-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 284 AIRFOIL (goe284-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.29 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe284-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe284-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 284 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.250  -0.2146   0.14471   0.13743  -0.0356   1.0000   0.2021
 -12.000  -0.2160   0.14341   0.13620  -0.0369   1.0000   0.2083
 -11.750  -0.2494   0.14673   0.13966  -0.0395   1.0000   0.2111
 -11.500  -0.2035   0.13734   0.13030  -0.0383   1.0000   0.2160
 -11.250  -0.1947   0.13481   0.12785  -0.0382   1.0000   0.2227
 -11.000  -0.2158   0.13595   0.12914  -0.0387   1.0000   0.2289
 -10.750  -0.2597   0.13964   0.13309  -0.0372   1.0000   0.2302
 -10.500  -0.2271   0.13279   0.12632  -0.0334   1.0000   0.2339
 -10.250  -0.2606   0.13567   0.12945  -0.0269   1.0000   0.2346
 -10.000  -0.2869   0.13768   0.13164  -0.0219   1.0000   0.2360
  -9.750  -0.2695   0.13454   0.12846  -0.0279   0.9921   0.2467
  -9.500  -0.2525   0.13002   0.12394  -0.0340   0.9832   0.2527
  -9.250  -0.2185   0.12555   0.11940  -0.0389   0.9745   0.2656
  -9.000  -0.1973   0.12105   0.11488  -0.0445   0.9673   0.2747
  -8.750  -0.1864   0.11884   0.11265  -0.0487   0.9568   0.2885
  -8.500  -0.1488   0.11307   0.10683  -0.0534   0.9508   0.2982
  -8.250  -0.1719   0.11378   0.10758  -0.0570   0.9388   0.3112
  -8.000  -0.1164   0.10706   0.10077  -0.0603   0.9330   0.3288
  -7.750  -0.0901   0.10292   0.09660  -0.0632   0.9247   0.3426
  -7.500  -0.0732   0.09970   0.09335  -0.0662   0.9178   0.3605
  -7.250  -0.1054   0.10122   0.09494  -0.0647   0.9050   0.3748
  -6.750  -0.0643   0.09524   0.08891  -0.0647   0.8903   0.4161
  -6.500  -0.0642   0.09392   0.08760  -0.0645   0.8840   0.4393
  -6.250  -0.0563   0.09233   0.08601  -0.0617   0.8754   0.4601
  -6.000  -0.0085   0.08777   0.08137  -0.0636   0.8702   0.4921
  -5.750  -0.0131   0.08747   0.08108  -0.0614   0.8647   0.5255
  -5.500  -0.0156   0.08700   0.08065  -0.0571   0.8570   0.5463
  -5.250   0.0270   0.08355   0.07712  -0.0586   0.8522   0.5813
  -5.000   0.0567   0.08116   0.07468  -0.0592   0.8478   0.6217
  -4.750   0.1055   0.07787   0.07129  -0.0623   0.8445   0.6702
  -4.500   0.0837   0.07928   0.07280  -0.0554   0.8365   0.6938
  -4.250  -0.2681   0.07239   0.06540  -0.0644   0.8387   0.2918
  -4.000  -0.2590   0.07024   0.06308  -0.0647   0.8370   0.2881
  -3.750  -0.2459   0.06803   0.06069  -0.0657   0.8349   0.2853
  -3.500  -0.2285   0.06595   0.05834  -0.0675   0.8330   0.2835
  -3.250  -0.2099   0.06418   0.05627  -0.0693   0.8319   0.2815
  -3.000  -0.1886   0.06281   0.05459  -0.0711   0.8305   0.2813
  -2.750  -0.1591   0.06163   0.05306  -0.0737   0.8276   0.2822
  -2.500  -0.1252   0.06073   0.05179  -0.0766   0.8240   0.2827
  -2.250  -0.1098   0.06053   0.05135  -0.0768   0.8234   0.2847
  -2.000  -0.0937   0.06049   0.05106  -0.0770   0.8229   0.2867
  -1.750  -0.0776   0.06056   0.05088  -0.0772   0.8223   0.2883
  -1.500  -0.0593   0.06082   0.05088  -0.0776   0.8224   0.2899
  -1.250  -0.0432   0.06108   0.05106  -0.0777   0.8222   0.2929
  -1.000  -0.0258   0.06164   0.05161  -0.0779   0.8229   0.2971
  -0.750  -0.0053   0.06243   0.05230  -0.0786   0.8239   0.3017
   0.000  -0.0867   0.06424   0.05423  -0.0639   0.9316   0.3017
   0.250  -0.0410   0.06633   0.05605  -0.0686   0.9200   0.3086
   1.500   0.0872   0.07191   0.06148  -0.0742   0.8508   0.3594
   1.750   0.1121   0.07344   0.06311  -0.0752   0.8381   0.3811
   2.000   0.1627   0.07601   0.06611  -0.0797   0.8251   0.4417
   2.250   0.1662   0.07497   0.06628  -0.0769   0.8104   0.5860
   2.500   0.1760   0.07510   0.06678  -0.0739   0.7957   1.0000
   2.750   0.2202   0.07885   0.07006  -0.0775   0.7844   1.0000
   3.000   0.2325   0.07988   0.07091  -0.0765   0.7677   1.0000
   3.250   0.2388   0.08119   0.07209  -0.0752   0.7531   1.0000
   3.500   0.2729   0.08458   0.07526  -0.0774   0.7438   1.0000
   3.750   0.2874   0.08595   0.07651  -0.0769   0.7281   1.0000
   4.000   0.2904   0.08748   0.07796  -0.0754   0.7164   1.0000
   4.250   0.3328   0.09108   0.08137  -0.0783   0.7063   1.0000
   4.500   0.3246   0.09170   0.08195  -0.0756   0.6929   1.0000
   4.750   0.3714   0.09601   0.08610  -0.0790   0.6856   1.0000
   5.000   0.3528   0.09606   0.08614  -0.0754   0.6739   1.0000
   5.250   0.3887   0.09953   0.08949  -0.0776   0.6668   1.0000
   5.500   0.3799   0.10059   0.09051  -0.0753   0.6570   1.0000
   5.750   0.4074   0.10332   0.09316  -0.0764   0.6482   1.0000
   6.000   0.4224   0.10632   0.09608  -0.0768   0.6433   1.0000
   6.250   0.4224   0.10726   0.09699  -0.0753   0.6319   1.0000
   6.500   0.4533   0.11075   0.10041  -0.0769   0.6270   1.0000
   6.750   0.4557   0.11298   0.10261  -0.0762   0.6227   1.0000
   7.000   0.4575   0.11412   0.10372  -0.0751   0.6127   1.0000
   7.250   0.4862   0.11745   0.10699  -0.0764   0.6075   1.0000
   7.500   0.5017   0.12075   0.11025  -0.0769   0.6041   1.0000
   7.750   0.4924   0.12095   0.11045  -0.0750   0.5939   1.0000
   8.000   0.5154   0.12389   0.11335  -0.0758   0.5888   1.0000
   8.250   0.5475   0.12839   0.11782  -0.0776   0.5860   1.0000
   8.500   0.5295   0.12847   0.11791  -0.0755   0.5806   1.0000
   8.750   0.5384   0.13028   0.11970  -0.0754   0.5736   1.0000
   9.000   0.5604   0.13331   0.12272  -0.0762   0.5690   1.0000
   9.250   0.5926   0.13812   0.12752  -0.0779   0.5663   1.0000
   9.500   0.5735   0.13766   0.12707  -0.0760   0.5603   1.0000
   9.750   0.5839   0.13957   0.12898  -0.0760   0.5536   1.0000
<< Back to GOE 284 AIRFOIL (goe284-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 284 AIRFOIL (goe284-il)