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

GOE 288 AIRFOIL (goe288-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 288 AIRFOIL (goe288-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.58 at α=2.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe288-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe288-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 288 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.2276   0.13391   0.12758  -0.0286   1.0000   0.2452
  -9.500  -0.2680   0.13725   0.13115  -0.0244   1.0000   0.2467
  -9.250  -0.3002   0.13910   0.13319  -0.0207   1.0000   0.2476
  -9.000  -0.2865   0.13512   0.12926  -0.0179   1.0000   0.2500
  -8.750  -0.2913   0.13422   0.12845  -0.0152   1.0000   0.2531
  -8.500  -0.2871   0.13249   0.12674  -0.0164   0.9966   0.2595
  -8.250  -0.2976   0.13170   0.12600  -0.0224   0.9876   0.2656
  -8.000  -0.2430   0.12469   0.11889  -0.0267   0.9813   0.2734
  -7.750  -0.2586   0.12496   0.11921  -0.0310   0.9707   0.2823
  -7.500  -0.2103   0.11823   0.11241  -0.0346   0.9646   0.2893
  -7.250  -0.2118   0.11713   0.11133  -0.0376   0.9549   0.2994
  -7.000  -0.2043   0.11401   0.10823  -0.0398   0.9460   0.3032
  -6.750  -0.1699   0.10959   0.10374  -0.0432   0.9389   0.3104
  -6.500  -0.1896   0.10970   0.10392  -0.0430   0.9283   0.3179
  -6.250  -0.1922   0.10738   0.10162  -0.0447   0.9207   0.3211
  -6.000  -0.1616   0.10341   0.09761  -0.0455   0.9136   0.3275
  -5.750  -0.2832   0.08703   0.08108  -0.0684   0.9039   0.1960
  -5.500  -0.2684   0.08611   0.08021  -0.0653   0.8973   0.1982
  -5.250  -0.2664   0.08112   0.07513  -0.0694   0.8906   0.1919
  -5.000  -0.2476   0.07293   0.06671  -0.0799   0.8857   0.1880
  -4.750  -0.2130   0.06142   0.05451  -0.0960   0.8815   0.1878
  -4.500  -0.1810   0.05438   0.04655  -0.1056   0.8757   0.1968
  -4.250  -0.1562   0.05473   0.04709  -0.1052   0.8689   0.2070
  -4.000  -0.1165   0.05319   0.04531  -0.1089   0.8629   0.2251
  -3.750  -0.1044   0.05326   0.04538  -0.1077   0.8561   0.2381
  -3.500  -0.0665   0.05266   0.04454  -0.1106   0.8490   0.2660
  -3.250  -0.0469   0.05362   0.04559  -0.1093   0.8417   0.2853
  -3.000  -0.0297   0.05447   0.04650  -0.1078   0.8336   0.3044
  -2.750   0.0035   0.05528   0.04736  -0.1077   0.8252   0.3289
  -2.500   0.0168   0.05562   0.04765  -0.1065   0.8157   0.3460
  -2.250   0.0632   0.05513   0.04692  -0.1098   0.8065   0.3747
  -2.000   0.0742   0.05555   0.04737  -0.1080   0.7964   0.3885
  -1.750   0.1196   0.05490   0.04644  -0.1114   0.7869   0.4166
  -1.500   0.1379   0.05514   0.04661  -0.1111   0.7765   0.4355
  -1.250   0.1702   0.05503   0.04649  -0.1115   0.7673   0.4588
  -1.000   0.1904   0.05529   0.04672  -0.1111   0.7567   0.4800
  -0.750   0.2173   0.05546   0.04682  -0.1112   0.7467   0.5052
  -0.500   0.2481   0.05551   0.04676  -0.1122   0.7363   0.5321
  -0.250   0.2642   0.05622   0.04745  -0.1112   0.7254   0.5524
   0.000   0.3028   0.05585   0.04705  -0.1119   0.7157   0.5798
   0.250   0.3093   0.05715   0.04834  -0.1105   0.7034   0.5960
   0.500   0.3621   0.05627   0.04734  -0.1125   0.6953   0.6282
   0.750   0.3588   0.05818   0.04927  -0.1103   0.6815   0.6409
   1.000   0.3839   0.05884   0.04986  -0.1104   0.6709   0.6636
   1.250   0.4075   0.05946   0.05046  -0.1102   0.6604   0.6852
   1.500   0.4162   0.06116   0.05215  -0.1093   0.6490   0.7021
   1.750   0.4520   0.06100   0.05200  -0.1095   0.6401   0.7273
   2.000   0.4487   0.06362   0.05466  -0.1083   0.6285   0.7421
   2.250   0.4823   0.06360   0.05471  -0.1082   0.6209   0.7722
   2.500   0.4734   0.06661   0.05785  -0.1066   0.6115   0.7919
   2.750   0.4886   0.06746   0.05891  -0.1052   0.6037   0.8418
   3.000   0.5004   0.06929   0.06081  -0.1054   0.5956   1.0000
   3.250   0.5012   0.07305   0.06446  -0.1071   0.5892   1.0000
   3.500   0.5436   0.07450   0.06560  -0.1105   0.5827   1.0000
   3.750   0.5492   0.07792   0.06888  -0.1114   0.5777   1.0000
   4.000   0.5408   0.08204   0.07293  -0.1116   0.5753   1.0000
   4.250   0.5427   0.08579   0.07659  -0.1124   0.5755   1.0000
   4.500   0.5573   0.08936   0.08002  -0.1138   0.5786   1.0000
   4.750   0.3257   0.10034   0.09277  -0.0907   0.6574   1.0000
   5.000   0.3128   0.10167   0.09404  -0.0888   0.6480   1.0000
   5.250   0.3401   0.10465   0.09677  -0.0912   0.6410   1.0000
   5.500   0.3760   0.10898   0.10084  -0.0943   0.6373   1.0000
   5.750   0.3571   0.10923   0.10107  -0.0912   0.6258   1.0000
   6.000   0.3895   0.11268   0.10431  -0.0933   0.6201   1.0000
   6.250   0.3813   0.11418   0.10576  -0.0915   0.6130   1.0000
   6.500   0.3941   0.11628   0.10776  -0.0915   0.6050   1.0000
   6.750   0.4230   0.11988   0.11121  -0.0931   0.6009   1.0000
   7.000   0.4128   0.12107   0.11238  -0.0912   0.5947   1.0000
   7.250   0.4230   0.12288   0.11413  -0.0909   0.5862   1.0000
   7.500   0.4530   0.12669   0.11782  -0.0923   0.5818   1.0000
   7.750   0.4401   0.12730   0.11844  -0.0903   0.5753   1.0000
   8.000   0.4494   0.12903   0.12013  -0.0900   0.5679   1.0000
   8.250   0.4729   0.13242   0.12345  -0.0909   0.5637   1.0000
   8.500   0.4959   0.13674   0.12769  -0.0920   0.5612   1.0000
   8.750   0.4728   0.13474   0.12575  -0.0892   0.5515   1.0000
   9.000   0.4926   0.13763   0.12858  -0.0897   0.5461   1.0000
   9.250   0.5243   0.14301   0.13390  -0.0913   0.5432   1.0000
   9.500   0.4965   0.14017   0.13112  -0.0884   0.5355   1.0000
   9.750   0.5083   0.14209   0.13303  -0.0884   0.5296   1.0000
<< Back to GOE 288 AIRFOIL (goe288-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 288 AIRFOIL (goe288-il)