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

GOE 328 AIRFOIL (goe328-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 328 AIRFOIL (goe328-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 36.08 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe328-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe328-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 328 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.000  -0.3778   0.10872   0.10194  -0.0205   1.0000   0.1467
  -7.750  -0.3591   0.10286   0.09607  -0.0189   1.0000   0.1519
  -7.500  -0.3553   0.10027   0.09355  -0.0195   1.0000   0.1582
  -7.250  -0.3652   0.10014   0.09355  -0.0256   1.0000   0.1621
  -7.000  -0.3487   0.09451   0.08796  -0.0217   1.0000   0.1673
  -6.750  -0.3458   0.09224   0.08576  -0.0234   1.0000   0.1750
  -6.500  -0.3453   0.08973   0.08336  -0.0260   1.0000   0.1795
  -6.250  -0.3368   0.08643   0.08009  -0.0238   1.0000   0.1877
  -6.000  -0.3407   0.08486   0.07863  -0.0274   1.0000   0.1942
  -5.750  -0.3342   0.08156   0.07540  -0.0236   1.0000   0.2026
  -5.500  -0.3368   0.07960   0.07352  -0.0249   1.0000   0.2107
  -5.250  -0.3377   0.07873   0.07263  -0.0272   1.0000   0.2236
  -5.000  -0.3356   0.07497   0.06903  -0.0210   1.0000   0.2319
  -4.750  -0.3356   0.07280   0.06691  -0.0202   1.0000   0.2446
  -4.500  -0.3343   0.07062   0.06478  -0.0192   1.0000   0.2596
  -4.250  -0.3320   0.06841   0.06262  -0.0177   1.0000   0.2766
  -4.000  -0.3274   0.06654   0.06075  -0.0186   1.0000   0.3019
  -3.750   0.0703   0.03957   0.03302  -0.0296   1.0000   1.0000
  -3.500   0.0806   0.03804   0.03157  -0.0304   1.0000   1.0000
  -3.250   0.0893   0.03667   0.03031  -0.0310   1.0000   1.0000
  -3.000   0.0954   0.03553   0.02927  -0.0310   1.0000   1.0000
  -2.750   0.0500   0.03709   0.03107  -0.0195   1.0000   0.9834
  -2.500  -0.3314   0.05352   0.04831   0.0101   1.0000   0.5362
  -2.250  -0.3349   0.05140   0.04630   0.0173   1.0000   0.5835
  -2.000  -0.3355   0.04936   0.04433   0.0230   1.0000   0.6286
  -1.750  -0.3372   0.04715   0.04222   0.0302   1.0000   0.6680
  -1.500  -0.3323   0.04507   0.04020   0.0336   1.0000   0.7042
  -1.250  -0.3246   0.04287   0.03806   0.0365   1.0000   0.7326
  -1.000  -0.3025   0.04066   0.03586   0.0338   1.0000   0.7482
  -0.750   0.0450   0.03823   0.02989  -0.0622   0.9863   0.2495
  -0.500   0.1123   0.03688   0.02774  -0.0695   0.9740   0.2031
  -0.250   0.1700   0.03577   0.02614  -0.0751   0.9608   0.1873
   0.000   0.2245   0.03494   0.02483  -0.0799   0.9469   0.1743
   0.250   0.2764   0.03411   0.02368  -0.0842   0.9324   0.1672
   0.500   0.3256   0.03360   0.02283  -0.0877   0.9171   0.1639
   0.750   0.3736   0.03299   0.02210  -0.0910   0.9014   0.1690
   1.000   0.4204   0.03259   0.02154  -0.0938   0.8852   0.1775
   1.250   0.4676   0.03195   0.02095  -0.0967   0.8691   0.1877
   1.500   0.5148   0.03134   0.02043  -0.0994   0.8529   0.2110
   1.750   0.5524   0.02888   0.02006  -0.1001   0.8372   1.0000
   2.000   0.5925   0.02906   0.01949  -0.1003   0.8201   1.0000
   2.250   0.6297   0.02913   0.01925  -0.1007   0.8031   1.0000
   2.500   0.6644   0.02915   0.01910  -0.1005   0.7864   1.0000
   2.750   0.6883   0.02966   0.01951  -0.0994   0.7666   1.0000
   3.000   0.7156   0.02997   0.01974  -0.0985   0.7488   1.0000
   3.250   0.7432   0.03025   0.01998  -0.0976   0.7321   1.0000
   3.500   0.7702   0.03057   0.02025  -0.0966   0.7159   1.0000
   3.750   0.7966   0.03092   0.02058  -0.0956   0.7001   1.0000
   4.000   0.8222   0.03136   0.02103  -0.0945   0.6847   1.0000
   4.250   0.8471   0.03189   0.02156  -0.0935   0.6696   1.0000
   4.500   0.8714   0.03252   0.02222  -0.0926   0.6550   1.0000
   4.750   0.8951   0.03328   0.02302  -0.0917   0.6410   1.0000
   5.000   0.9191   0.03405   0.02387  -0.0908   0.6279   1.0000
   5.250   0.9469   0.03444   0.02428  -0.0900   0.6165   1.0000
   5.500   0.9699   0.03536   0.02529  -0.0892   0.6040   1.0000
   5.750   0.9867   0.03708   0.02714  -0.0886   0.5910   1.0000
   6.000   1.0025   0.03907   0.02930  -0.0881   0.5797   1.0000
   6.250   1.0341   0.03929   0.02960  -0.0875   0.5724   1.0000
   6.500   1.0404   0.04237   0.03288  -0.0871   0.5604   1.0000
   6.750   1.0466   0.04554   0.03621  -0.0868   0.5503   1.0000
   7.000   1.0702   0.04686   0.03772  -0.0863   0.5437   1.0000
   7.250   1.0473   0.05362   0.04460  -0.0867   0.5345   1.0000
   7.500   1.0686   0.05529   0.04645  -0.0863   0.5287   1.0000
   7.750   1.0117   0.06558   0.05662  -0.0875   0.5219   1.0000
   8.000   0.9860   0.07231   0.06335  -0.0883   0.5196   1.0000
   8.250   0.9742   0.07754   0.06862  -0.0889   0.5180   1.0000
   8.500   0.9991   0.07919   0.07051  -0.0884   0.5109   1.0000
   8.750   0.9746   0.08517   0.07649  -0.0889   0.5082   1.0000
   9.000   0.9910   0.08668   0.07817  -0.0875   0.4936   1.0000
   9.250   1.2564   0.03482   0.02578  -0.0540   0.2197   1.0000
   9.500   1.2467   0.03763   0.02799  -0.0501   0.1709   1.0000
   9.750   1.2409   0.04029   0.03033  -0.0468   0.1498   1.0000
  10.000   1.2391   0.04300   0.03281  -0.0441   0.1364   1.0000
  10.250   1.2436   0.04558   0.03527  -0.0418   0.1250   1.0000
  10.500   1.2627   0.04785   0.03748  -0.0398   0.1150   1.0000
  10.750   1.3112   0.05057   0.04009  -0.0402   0.1050   1.0000
  11.000   1.3368   0.05349   0.04326  -0.0396   0.0988   1.0000
  11.250   1.3846   0.05834   0.04802  -0.0415   0.0942   1.0000
  11.500   1.3918   0.06180   0.05198  -0.0395   0.0935   1.0000
  11.750   1.3921   0.06541   0.05608  -0.0373   0.0929   1.0000
  12.000   1.3862   0.06911   0.06020  -0.0349   0.0924   1.0000
  12.250   1.3736   0.07277   0.06420  -0.0322   0.0922   1.0000
  12.500   1.3574   0.07674   0.06849  -0.0301   0.0922   1.0000
  12.750   1.3387   0.08116   0.07319  -0.0288   0.0924   1.0000
  13.000   1.3183   0.08610   0.07839  -0.0284   0.0927   1.0000
  13.250   1.2970   0.09160   0.08411  -0.0289   0.0932   1.0000
  13.500   1.2761   0.09766   0.09036  -0.0302   0.0937   1.0000
  13.750   1.2570   0.10423   0.09708  -0.0320   0.0943   1.0000
  14.000   1.1164   0.13013   0.12335  -0.0543   0.1051   1.0000
  14.250   1.1031   0.13919   0.13241  -0.0585   0.1069   1.0000
<< Back to GOE 328 AIRFOIL (goe328-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 328 AIRFOIL (goe328-il)