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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 284 AIRFOIL (goe284-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 18 at α=4.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe284-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe284-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750  -0.2275   0.13039   0.12300  -0.0454   1.0000   0.1003
 -11.500  -0.2279   0.12709   0.11977  -0.0467   1.0000   0.0989
 -11.000  -0.2515   0.12005   0.11292  -0.0493   1.0000   0.0952
 -10.750  -0.2466   0.11573   0.10863  -0.0530   0.9891   0.0953
 -10.500  -0.2205   0.11251   0.10541  -0.0564   0.9745   0.0975
 -10.250  -0.2040   0.10844   0.10131  -0.0607   0.9595   0.0994
 -10.000  -0.1935   0.10385   0.09669  -0.0652   0.9439   0.1007
  -9.750  -0.1875   0.09904   0.09186  -0.0695   0.9270   0.1017
  -9.500  -0.1867   0.09403   0.08682  -0.0735   0.9093   0.1027
  -9.250  -0.1975   0.08790   0.08065  -0.0784   0.8913   0.1045
  -9.000  -0.1971   0.08382   0.07656  -0.0809   0.8738   0.1067
  -8.750  -0.1883   0.08131   0.07401  -0.0816   0.8576   0.1093
  -8.500  -0.1987   0.07616   0.06879  -0.0852   0.8424   0.1116
  -8.250  -0.2314   0.06803   0.06048  -0.0915   0.8275   0.1141
  -8.000  -0.2644   0.06018   0.05223  -0.0955   0.8137   0.1175
  -7.750  -0.2417   0.05978   0.05183  -0.0944   0.8036   0.1208
  -7.500  -0.2431   0.05625   0.04801  -0.0951   0.7915   0.1255
  -7.250  -0.2443   0.05214   0.04343  -0.0959   0.7825   0.1308
  -7.000  -0.2230   0.05176   0.04307  -0.0950   0.7722   0.1352
  -6.750  -0.2165   0.04835   0.03905  -0.0955   0.7653   0.1421
  -6.500  -0.1981   0.04743   0.03812  -0.0949   0.7557   0.1463
  -6.250  -0.1775   0.04625   0.03680  -0.0945   0.7488   0.1508
  -6.000  -0.1617   0.04414   0.03421  -0.0945   0.7420   0.1557
  -5.750  -0.1448   0.04225   0.03190  -0.0944   0.7342   0.1591
  -5.500  -0.1204   0.04129   0.03089  -0.0941   0.7284   0.1622
  -5.250  -0.0975   0.04027   0.02969  -0.0939   0.7223   0.1653
  -5.000  -0.0759   0.03920   0.02836  -0.0938   0.7153   0.1681
  -4.750  -0.0518   0.03805   0.02686  -0.0938   0.7102   0.1715
  -4.500  -0.0256   0.03692   0.02532  -0.0939   0.7062   0.1746
  -4.250  -0.0030   0.03640   0.02478  -0.0936   0.7002   0.1767
  -4.000   0.0210   0.03589   0.02419  -0.0934   0.6945   0.1792
  -3.750   0.0474   0.03532   0.02348  -0.0933   0.6899   0.1826
  -3.500   0.0756   0.03468   0.02261  -0.0934   0.6862   0.1864
  -3.250   0.0985   0.03447   0.02223  -0.0931   0.6806   0.1895
  -3.000   0.1223   0.03426   0.02190  -0.0929   0.6755   0.1921
  -2.750   0.1481   0.03400   0.02165  -0.0927   0.6713   0.1954
  -2.500   0.1760   0.03369   0.02128  -0.0927   0.6678   0.2000
  -2.250   0.2045   0.03343   0.02088  -0.0927   0.6644   0.2052
  -2.000   0.2236   0.03381   0.02120  -0.0920   0.6582   0.2095
  -1.750   0.2475   0.03386   0.02132  -0.0917   0.6536   0.2138
  -1.500   0.2741   0.03381   0.02124  -0.0916   0.6499   0.2202
  -1.250   0.3034   0.03366   0.02097  -0.0916   0.6467   0.2290
  -1.000   0.3250   0.03392   0.02132  -0.0910   0.6422   0.2372
  -0.750   0.3414   0.03457   0.02199  -0.0900   0.6361   0.2470
  -0.500   0.3643   0.03470   0.02223  -0.0896   0.6316   0.2596
  -0.250   0.3918   0.03453   0.02214  -0.0894   0.6280   0.2815
   0.000   0.4217   0.03409   0.02186  -0.0894   0.6251   0.3191
   0.250   0.4264   0.03525   0.02335  -0.0874   0.6167   0.3571
   0.500   0.4459   0.03494   0.02364  -0.0862   0.6113   0.4654
   0.750   0.4724   0.03375   0.02365  -0.0836   0.6076   0.8006
   1.000   0.5224   0.03406   0.02386  -0.0876   0.6016   1.0000
   1.250   0.5299   0.03524   0.02492  -0.0854   0.5934   1.0000
   1.500   0.5571   0.03537   0.02483  -0.0850   0.5887   1.0000
   1.750   0.5910   0.03516   0.02438  -0.0852   0.5854   1.0000
   2.000   0.5821   0.03736   0.02660  -0.0817   0.5747   1.0000
   2.250   0.6078   0.03760   0.02668  -0.0812   0.5696   1.0000
   2.500   0.6426   0.03733   0.02622  -0.0814   0.5661   1.0000
   3.000   0.6577   0.03993   0.02874  -0.0774   0.5496   1.0000
   3.250   0.6942   0.03952   0.02817  -0.0777   0.5462   1.0000
   3.500   0.6764   0.04239   0.03111  -0.0738   0.5337   1.0000
   3.750   0.7061   0.04234   0.03094  -0.0735   0.5289   1.0000
   4.000   0.7455   0.04171   0.03017  -0.0740   0.5259   1.0000
   4.500   0.7514   0.04481   0.03325  -0.0694   0.5079   1.0000
   4.750   0.7932   0.04406   0.03238  -0.0701   0.5052   1.0000
   5.250   0.7967   0.04733   0.03564  -0.0656   0.4870   1.0000
   5.750   0.7911   0.05216   0.04049  -0.0621   0.4663   1.0000
   6.250   0.8119   0.05514   0.04345  -0.0602   0.4507   1.0000
   6.750   0.8204   0.05972   0.04803  -0.0586   0.4334   1.0000
   7.000   0.7993   0.06496   0.05331  -0.0580   0.4192   1.0000
   7.250   0.8278   0.06466   0.05298  -0.0573   0.4169   1.0000
   7.500   0.8054   0.07031   0.05868  -0.0570   0.4037   1.0000
   7.750   0.8302   0.07051   0.05885  -0.0564   0.4012   1.0000
   8.250   0.8250   0.07773   0.06612  -0.0560   0.3866   1.0000
   8.500   0.8496   0.07800   0.06638  -0.0555   0.3845   1.0000
   8.750   0.8188   0.08527   0.07372  -0.0560   0.3732   1.0000
   9.000   0.8385   0.08622   0.07466  -0.0556   0.3705   1.0000
   9.250   0.8610   0.08682   0.07526  -0.0551   0.3686   1.0000
   9.500   0.8214   0.09577   0.08431  -0.0564   0.3589   1.0000
   9.750   0.8322   0.09807   0.08663  -0.0564   0.3560   1.0000
  10.000   0.8491   0.09958   0.08816  -0.0561   0.3539   1.0000
  10.500   0.8293   0.10970   0.09840  -0.0577   0.3437   1.0000
  10.750   0.8369   0.11253   0.10127  -0.0579   0.3410   1.0000
  11.000   0.8484   0.11491   0.10369  -0.0581   0.3390   1.0000
  11.250   0.8631   0.11691   0.10573  -0.0581   0.3374   1.0000
  11.500   0.8568   0.12173   0.11061  -0.0591   0.3343   1.0000
  11.750   0.8444   0.12708   0.11604  -0.0604   0.3298   1.0000
<< Back to GOE 284 AIRFOIL (goe284-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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