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

GOE 359 AIRFOIL (goe359-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 359 AIRFOIL (goe359-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 35.9 at α=9.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe359-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe359-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 359 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.2813   0.11307   0.10648  -0.0255   1.0000   0.1094
  -8.250  -0.2864   0.11268   0.10622  -0.0269   1.0000   0.1122
  -8.000  -0.2981   0.11324   0.10697  -0.0279   1.0000   0.1131
  -7.750  -0.2735   0.10534   0.09904  -0.0259   1.0000   0.1195
  -7.500  -0.2756   0.10366   0.09747  -0.0255   1.0000   0.1239
  -7.250  -0.2855   0.10351   0.09750  -0.0261   1.0000   0.1264
  -7.000  -0.2948   0.10427   0.09844  -0.0297   1.0000   0.1275
  -6.750  -0.2792   0.09701   0.09121  -0.0239   1.0000   0.1331
  -6.500  -0.2818   0.09529   0.08962  -0.0233   1.0000   0.1377
  -6.250  -0.2914   0.09523   0.08970  -0.0246   1.0000   0.1409
  -6.000  -0.2996   0.09502   0.08962  -0.0266   1.0000   0.1424
  -5.750  -0.2978   0.09018   0.08486  -0.0201   1.0000   0.1469
  -5.500  -0.3024   0.08868   0.08344  -0.0190   1.0000   0.1520
  -5.250  -0.3036   0.08974   0.08453  -0.0262   1.0000   0.1567
  -5.000  -0.3075   0.08506   0.07997  -0.0191   1.0000   0.1603
  -4.750  -0.3067   0.08322   0.07818  -0.0188   1.0000   0.1677
  -4.250  -0.2908   0.08004   0.07497  -0.0258   1.0000   0.1863
  -4.000  -0.2948   0.07644   0.07150  -0.0201   1.0000   0.1931
  -3.750  -0.2860   0.07413   0.06919  -0.0217   1.0000   0.2056
  -3.500  -0.2758   0.07178   0.06685  -0.0231   1.0000   0.2199
  -3.250  -0.2645   0.06937   0.06445  -0.0243   1.0000   0.2354
  -3.000  -0.2340   0.06625   0.06125  -0.0296   0.9953   0.2625
  -2.750  -0.1905   0.06245   0.05737  -0.0363   0.9848   0.3050
  -2.500  -0.1603   0.05898   0.05388  -0.0386   0.9743   0.3627
  -2.000  -0.1309   0.05254   0.04765  -0.0315   0.9543   0.5118
  -1.750  -0.1132   0.04944   0.04463  -0.0280   0.9449   0.5847
  -1.500  -0.0977   0.04663   0.04188  -0.0248   0.9339   0.6365
  -1.250  -0.0713   0.04398   0.03919  -0.0250   0.9230   0.6845
  -1.000   0.2352   0.04127   0.03340  -0.1010   0.9070   0.2235
  -0.750   0.2899   0.03953   0.03098  -0.1061   0.8964   0.1960
  -0.500   0.3493   0.03772   0.02856  -0.1115   0.8877   0.1800
  -0.250   0.3883   0.03702   0.02726  -0.1134   0.8756   0.1709
   0.000   0.4249   0.03633   0.02631  -0.1151   0.8642   0.1690
   0.250   0.4667   0.03573   0.02535  -0.1173   0.8540   0.1696
   0.500   0.5124   0.03511   0.02453  -0.1200   0.8447   0.1816
   0.750   0.5406   0.03517   0.02447  -0.1202   0.8330   0.1909
   1.000   0.5729   0.03512   0.02436  -0.1209   0.8224   0.2043
   1.250   0.6192   0.03437   0.02376  -0.1233   0.8145   0.2485
   1.500   0.6381   0.03320   0.02394  -0.1217   0.8031   1.0000
   1.750   0.6619   0.03418   0.02449  -0.1212   0.7918   1.0000
   2.000   0.6926   0.03485   0.02489  -0.1216   0.7815   1.0000
   2.250   0.7278   0.03514   0.02498  -0.1221   0.7706   1.0000
   2.500   0.7526   0.03576   0.02546  -0.1213   0.7568   1.0000
   2.750   0.7786   0.03624   0.02584  -0.1205   0.7429   1.0000
   3.000   0.8037   0.03676   0.02629  -0.1196   0.7292   1.0000
   3.250   0.8273   0.03741   0.02688  -0.1186   0.7159   1.0000
   3.500   0.8502   0.03815   0.02759  -0.1177   0.7032   1.0000
   3.750   0.8745   0.03881   0.02823  -0.1168   0.6910   1.0000
   4.000   0.9043   0.03904   0.02848  -0.1161   0.6798   1.0000
   4.250   0.9361   0.03902   0.02846  -0.1154   0.6686   1.0000
   4.500   0.9562   0.03991   0.02939  -0.1141   0.6550   1.0000
   4.750   0.9773   0.04070   0.03022  -0.1128   0.6412   1.0000
   5.000   0.9990   0.04144   0.03106  -0.1115   0.6273   1.0000
   5.250   1.0207   0.04217   0.03187  -0.1101   0.6132   1.0000
   5.500   1.0429   0.04288   0.03265  -0.1087   0.5990   1.0000
   5.750   1.0655   0.04351   0.03336  -0.1073   0.5846   1.0000
   6.000   1.0874   0.04424   0.03423  -0.1059   0.5702   1.0000
   6.250   1.1073   0.04522   0.03532  -0.1044   0.5559   1.0000
   6.500   1.1259   0.04636   0.03657  -0.1030   0.5417   1.0000
   6.750   1.1427   0.04768   0.03801  -0.1015   0.5278   1.0000
   7.000   1.1569   0.04932   0.03978  -0.1000   0.5145   1.0000
   7.500   1.2137   0.04963   0.04039  -0.0976   0.4918   1.0000
   7.750   1.2302   0.05098   0.04190  -0.0961   0.4797   1.0000
   8.000   1.2736   0.04821   0.03923  -0.0942   0.4630   1.0000
   8.250   1.1752   0.06336   0.05447  -0.0926   0.4547   1.0000
   8.500   1.1143   0.07478   0.06577  -0.0939   0.4437   1.0000
   8.750   1.3696   0.04189   0.03309  -0.0875   0.4011   1.0000
   9.000   1.3896   0.04194   0.03328  -0.0856   0.3860   1.0000
   9.250   1.4088   0.04163   0.03316  -0.0835   0.3691   1.0000
   9.500   1.4339   0.03994   0.03140  -0.0813   0.3481   1.0000
   9.750   1.4419   0.04048   0.03216  -0.0784   0.3318   1.0000
  10.000   1.4517   0.04102   0.03292  -0.0758   0.3169   1.0000
  10.250   1.4588   0.04169   0.03380  -0.0729   0.3020   1.0000
  10.500   1.4583   0.04243   0.03471  -0.0693   0.2841   1.0000
  10.750   1.4482   0.04324   0.03542  -0.0648   0.2625   1.0000
  11.000   1.4345   0.04537   0.03772  -0.0613   0.2438   1.0000
  11.250   1.4205   0.04799   0.04037  -0.0588   0.2231   1.0000
  11.500   1.4044   0.05159   0.04409  -0.0574   0.2005   1.0000
  11.750   1.3870   0.05596   0.04856  -0.0569   0.1740   1.0000
  12.000   1.3684   0.06095   0.05350  -0.0570   0.1446   1.0000
  12.250   1.3494   0.06624   0.05854  -0.0573   0.1242   1.0000
  12.500   1.3318   0.07164   0.06375  -0.0577   0.1099   1.0000
  12.750   1.3161   0.07693   0.06891  -0.0581   0.1004   1.0000
  13.000   1.3048   0.08180   0.07377  -0.0583   0.0916   1.0000
  13.250   1.2953   0.08640   0.07831  -0.0585   0.0860   1.0000
  13.500   1.2899   0.09052   0.08248  -0.0584   0.0808   1.0000
  13.750   1.2862   0.09422   0.08608  -0.0582   0.0769   1.0000
  14.000   1.2883   0.09734   0.08935  -0.0572   0.0735   1.0000
  14.250   1.2927   0.10017   0.09232  -0.0561   0.0705   1.0000
  14.500   1.3021   0.10217   0.09435  -0.0543   0.0677   1.0000
  14.750   1.3168   0.10379   0.09602  -0.0516   0.0650   1.0000
  15.000   1.3118   0.10885   0.10141  -0.0526   0.0643   1.0000
  15.250   1.3023   0.11477   0.10763  -0.0546   0.0639   1.0000
  15.500   1.2892   0.12152   0.11466  -0.0575   0.0640   1.0000
  15.750   1.2732   0.12914   0.12252  -0.0613   0.0643   1.0000
  16.000   1.2562   0.13742   0.13099  -0.0659   0.0649   1.0000
  16.250   1.2396   0.14610   0.13981  -0.0708   0.0655   1.0000
<< Back to GOE 359 AIRFOIL (goe359-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 359 AIRFOIL (goe359-il)