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

GOE 287 AIRFOIL (goe287-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 287 AIRFOIL (goe287-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 36.33 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe287-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe287-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 287 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.3740   0.12297   0.11657  -0.0064   1.0000   0.1181
  -9.250  -0.3736   0.12122   0.11490  -0.0092   1.0000   0.1224
  -9.000  -0.3817   0.12128   0.11508  -0.0137   1.0000   0.1239
  -8.750  -0.3571   0.11344   0.10722  -0.0111   1.0000   0.1294
  -8.500  -0.3516   0.11061   0.10445  -0.0128   1.0000   0.1350
  -8.250  -0.3585   0.11005   0.10403  -0.0171   1.0000   0.1383
  -8.000  -0.3422   0.10434   0.09835  -0.0162   1.0000   0.1428
  -7.750  -0.3355   0.10135   0.09540  -0.0173   1.0000   0.1497
  -7.500  -0.3435   0.10105   0.09526  -0.0240   1.0000   0.1535
  -7.250  -0.3252   0.09522   0.08946  -0.0200   1.0000   0.1621
  -7.000  -0.3299   0.09467   0.08905  -0.0276   1.0000   0.1685
  -6.750  -0.3159   0.08962   0.08407  -0.0234   1.0000   0.1785
  -6.500  -0.3299   0.08988   0.08449  -0.0278   1.0000   0.1837
  -6.250  -0.3285   0.08611   0.08085  -0.0220   1.0000   0.1897
  -6.000  -0.3449   0.08557   0.08043  -0.0192   1.0000   0.1938
  -5.750  -0.3648   0.08594   0.08090  -0.0195   1.0000   0.1981
  -5.250  -0.3785   0.08217   0.07728  -0.0146   1.0000   0.2091
  -4.750  -0.3714   0.07762   0.07274  -0.0178   0.9970   0.2322
  -4.500  -0.3403   0.07388   0.06892  -0.0242   0.9880   0.2609
  -4.250   0.0778   0.04166   0.03607  -0.0325   1.0000   1.0000
  -4.000   0.0692   0.04197   0.03648  -0.0308   1.0000   1.0000
  -3.750   0.0543   0.04270   0.03731  -0.0279   1.0000   1.0000
  -3.500   0.0402   0.04327   0.03797  -0.0251   1.0000   1.0000
  -3.250  -0.2696   0.05888   0.05413  -0.0118   0.9516   0.5196
  -3.000  -0.2656   0.05650   0.05181  -0.0036   0.9460   0.5927
  -2.750  -0.0612   0.04586   0.04087  -0.0061   0.9617   0.9015
  -2.500  -0.0947   0.04602   0.04112  -0.0011   0.9480   0.8694
  -2.250  -0.1451   0.04649   0.04172   0.0073   0.9354   0.8416
  -2.000   0.0403   0.04344   0.03616  -0.0805   0.9173   0.3015
  -1.750   0.1003   0.04149   0.03304  -0.0872   0.9117   0.2131
  -1.500   0.1355   0.04015   0.03125  -0.0892   0.9060   0.1969
  -1.250   0.1806   0.03883   0.02939  -0.0925   0.9015   0.1811
  -1.000   0.2068   0.03818   0.02838  -0.0928   0.8965   0.1726
  -0.750   0.2372   0.03782   0.02761  -0.0936   0.8912   0.1670
  -0.500   0.2778   0.03716   0.02667  -0.0961   0.8866   0.1644
  -0.250   0.2975   0.03723   0.02655  -0.0954   0.8815   0.1652
   0.000   0.3262   0.03726   0.02633  -0.0959   0.8762   0.1704
   0.250   0.3678   0.03700   0.02596  -0.0983   0.8710   0.1777
   0.500   0.3828   0.03746   0.02632  -0.0969   0.8648   0.1821
   0.750   0.4274   0.03715   0.02599  -0.0994   0.8557   0.1970
   1.000   0.4662   0.03673   0.02580  -0.1010   0.8426   0.2382
   1.250   0.4981   0.03489   0.02548  -0.1002   0.8291   1.0000
   1.500   0.5346   0.03534   0.02539  -0.1007   0.8145   1.0000
   1.750   0.5628   0.03596   0.02577  -0.1006   0.8011   1.0000
   2.000   0.5887   0.03668   0.02632  -0.1003   0.7885   1.0000
   2.250   0.6162   0.03735   0.02687  -0.1001   0.7760   1.0000
   2.500   0.6457   0.03790   0.02734  -0.0999   0.7636   1.0000
   2.750   0.6781   0.03825   0.02761  -0.0998   0.7512   1.0000
   3.000   0.7085   0.03859   0.02791  -0.0993   0.7384   1.0000
   3.250   0.7328   0.03917   0.02849  -0.0983   0.7240   1.0000
   3.500   0.7588   0.03960   0.02892  -0.0972   0.7092   1.0000
   3.750   0.7858   0.03990   0.02923  -0.0960   0.6942   1.0000
   4.000   0.8139   0.04002   0.02937  -0.0947   0.6790   1.0000
   4.250   0.8294   0.04105   0.03048  -0.0929   0.6585   1.0000
   4.500   0.8547   0.04130   0.03077  -0.0913   0.6410   1.0000
   4.750   0.8814   0.04144   0.03095  -0.0897   0.6244   1.0000
   5.000   0.9076   0.04168   0.03125  -0.0882   0.6084   1.0000
   5.250   0.9330   0.04198   0.03165  -0.0866   0.5927   1.0000
   5.500   0.9570   0.04247   0.03220  -0.0852   0.5775   1.0000
   5.750   0.9788   0.04327   0.03308  -0.0839   0.5626   1.0000
   6.000   0.9967   0.04467   0.03458  -0.0829   0.5483   1.0000
   6.250   1.0079   0.04708   0.03713  -0.0823   0.5346   1.0000
   6.500   1.0132   0.05028   0.04045  -0.0820   0.5219   1.0000
   6.750   1.0323   0.05178   0.04207  -0.0812   0.5127   1.0000
   7.000   1.0449   0.05407   0.04448  -0.0807   0.5029   1.0000
   7.250   1.0020   0.06340   0.05381  -0.0825   0.4911   1.0000
   7.500   1.0535   0.06118   0.05183  -0.0806   0.4864   1.0000
   7.750   0.9725   0.07442   0.06488  -0.0834   0.4775   1.0000
   8.000   1.0104   0.07418   0.06485  -0.0823   0.4708   1.0000
   8.250   0.9644   0.08291   0.07349  -0.0838   0.4654   1.0000
   8.500   0.9958   0.08310   0.07388  -0.0825   0.4556   1.0000
   8.750   0.9672   0.08980   0.08056  -0.0836   0.4500   1.0000
   9.000   1.3047   0.03714   0.02879  -0.0614   0.3694   1.0000
   9.250   1.3190   0.03631   0.02794  -0.0583   0.3408   1.0000
   9.500   1.3210   0.03687   0.02845  -0.0550   0.3084   1.0000
   9.750   1.3154   0.03837   0.02989  -0.0517   0.2768   1.0000
  10.000   1.3061   0.04041   0.03199  -0.0487   0.2502   1.0000
  10.250   1.2941   0.04325   0.03491  -0.0467   0.2194   1.0000
  10.500   1.2817   0.04693   0.03866  -0.0459   0.1750   1.0000
  10.750   1.2674   0.05110   0.04243  -0.0454   0.1370   1.0000
  11.000   1.2537   0.05552   0.04647  -0.0449   0.1216   1.0000
  11.250   1.2440   0.05968   0.05049  -0.0444   0.1114   1.0000
  11.500   1.2366   0.06363   0.05433  -0.0438   0.1041   1.0000
  11.750   1.2326   0.06723   0.05794  -0.0432   0.0976   1.0000
  12.000   1.2309   0.07054   0.06127  -0.0424   0.0924   1.0000
  12.250   1.2338   0.07337   0.06422  -0.0413   0.0874   1.0000
  12.500   1.2422   0.07541   0.06621  -0.0394   0.0836   1.0000
  12.750   1.2650   0.07623   0.06716  -0.0362   0.0804   1.0000
  13.000   1.2901   0.07753   0.06876  -0.0332   0.0778   1.0000
  13.250   1.3041   0.08019   0.07166  -0.0317   0.0757   1.0000
  13.500   1.3143   0.08331   0.07499  -0.0306   0.0736   1.0000
  13.750   1.3341   0.08637   0.07814  -0.0289   0.0715   1.0000
  14.000   1.3281   0.09128   0.08335  -0.0292   0.0715   1.0000
  14.250   1.3071   0.09721   0.08963  -0.0312   0.0720   1.0000
  14.500   1.2752   0.10486   0.09766  -0.0350   0.0730   1.0000
  14.750   1.2202   0.11741   0.11061  -0.0433   0.0763   1.0000
  15.000   1.1815   0.12971   0.12313  -0.0509   0.0792   1.0000
  15.250   1.1558   0.14072   0.13424  -0.0573   0.0811   1.0000
  15.500   1.1403   0.15020   0.14374  -0.0623   0.0823   1.0000
<< Back to GOE 287 AIRFOIL (goe287-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 287 AIRFOIL (goe287-il)