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

GOE 360 AIRFOIL (goe360-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 360 AIRFOIL (goe360-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.69 at α=3°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe360-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe360-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 360 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.2793   0.12454   0.11777  -0.0267   1.0000   0.0956
  -9.750  -0.2791   0.12329   0.11659  -0.0287   1.0000   0.0986
  -9.500  -0.2856   0.12362   0.11704  -0.0315   1.0000   0.0998
  -9.250  -0.2710   0.11741   0.11087  -0.0307   1.0000   0.1024
  -9.000  -0.2602   0.11344   0.10693  -0.0303   1.0000   0.1066
  -8.750  -0.2574   0.11115   0.10471  -0.0310   1.0000   0.1103
  -8.500  -0.2619   0.11013   0.10382  -0.0319   1.0000   0.1131
  -8.250  -0.2761   0.11036   0.10423  -0.0318   1.0000   0.1143
  -8.000  -0.2946   0.11080   0.10486  -0.0306   1.0000   0.1147
  -7.750  -0.3115   0.11123   0.10543  -0.0307   1.0000   0.1150
  -7.500  -0.2818   0.10241   0.09657  -0.0257   1.0000   0.1211
  -7.250  -0.2936   0.10139   0.09567  -0.0232   1.0000   0.1235
  -7.000  -0.3066   0.10058   0.09499  -0.0214   1.0000   0.1258
  -6.750  -0.3215   0.10018   0.09472  -0.0205   1.0000   0.1279
  -6.500  -0.3367   0.10039   0.09502  -0.0214   1.0000   0.1293
  -6.000  -0.3461   0.09525   0.09007  -0.0166   1.0000   0.1342
  -5.750  -0.3509   0.09353   0.08842  -0.0152   1.0000   0.1387
  -5.500  -0.3549   0.09295   0.08785  -0.0184   1.0000   0.1441
  -5.250  -0.3558   0.09047   0.08542  -0.0188   1.0000   0.1472
  -5.000  -0.3563   0.08776   0.08277  -0.0158   1.0000   0.1526
  -4.750  -0.3461   0.08704   0.08194  -0.0231   1.0000   0.1613
  -4.500  -0.3477   0.08329   0.07832  -0.0185   1.0000   0.1654
  -4.250  -0.3106   0.07927   0.07419  -0.0261   0.9904   0.1810
  -4.000  -0.2729   0.07549   0.07032  -0.0328   0.9795   0.2014
  -3.750  -0.2354   0.07172   0.06647  -0.0395   0.9687   0.2274
  -3.500  -0.2040   0.06845   0.06316  -0.0434   0.9574   0.2639
  -3.250  -0.1810   0.06543   0.06015  -0.0448   0.9457   0.3083
  -2.750  -0.1485   0.05962   0.05453  -0.0394   0.9251   0.4495
  -2.500  -0.1440   0.05725   0.05229  -0.0329   0.9133   0.5157
  -2.250  -0.1390   0.05500   0.05013  -0.0263   0.9020   0.5776
  -2.000  -0.1286   0.05268   0.04789  -0.0204   0.8914   0.6385
  -1.750  -0.1137   0.05039   0.04566  -0.0153   0.8808   0.6963
  -1.500  -0.1038   0.04841   0.04373  -0.0109   0.8683   0.7354
  -1.250  -0.0791   0.04650   0.04179  -0.0124   0.8553   0.7628
  -1.000   0.2502   0.04340   0.03604  -0.0998   0.8347   0.3742
  -0.750   0.3122   0.04303   0.03471  -0.1061   0.8207   0.2840
  -0.500   0.3557   0.04210   0.03331  -0.1084   0.8074   0.2451
  -0.250   0.3969   0.04148   0.03219  -0.1098   0.7946   0.2150
   0.000   0.4389   0.04087   0.03107  -0.1109   0.7829   0.1934
   0.250   0.4847   0.03964   0.02951  -0.1122   0.7728   0.1807
   0.500   0.5126   0.03956   0.02914  -0.1116   0.7592   0.1741
   0.750   0.5401   0.03938   0.02877  -0.1110   0.7461   0.1732
   1.000   0.5697   0.03921   0.02840  -0.1105   0.7336   0.1738
   1.250   0.6065   0.03850   0.02752  -0.1104   0.7238   0.1733
   1.500   0.6369   0.03818   0.02708  -0.1097   0.7129   0.1739
   1.750   0.6580   0.03862   0.02744  -0.1086   0.7001   0.1759
   2.000   0.6806   0.03893   0.02775  -0.1078   0.6883   0.1812
   2.250   0.7199   0.03793   0.02673  -0.1078   0.6811   0.2008
   2.500   0.7366   0.03895   0.02785  -0.1069   0.6682   0.2224
   2.750   0.7511   0.03853   0.02908  -0.1055   0.6569   1.0000
   3.000   0.7899   0.03817   0.02823  -0.1047   0.6503   1.0000
   3.250   0.7982   0.04043   0.03032  -0.1035   0.6377   1.0000
   3.500   0.8092   0.04250   0.03222  -0.1024   0.6268   1.0000
   3.750   0.8430   0.04250   0.03196  -0.1020   0.6200   1.0000
   4.000   0.8384   0.04615   0.03561  -0.1009   0.6081   1.0000
   4.250   0.8800   0.04547   0.03473  -0.1007   0.6031   1.0000
   4.500   0.8602   0.05067   0.03999  -0.0996   0.5908   1.0000
   4.750   0.8564   0.05442   0.04373  -0.0988   0.5825   1.0000
   5.000   0.8529   0.05808   0.04738  -0.0982   0.5751   1.0000
   5.250   0.8691   0.06009   0.04936  -0.0978   0.5692   1.0000
   5.500   0.8398   0.06600   0.05531  -0.0970   0.5629   1.0000
   5.750   0.8504   0.06866   0.05795  -0.0969   0.5587   1.0000
   6.000   0.8669   0.07098   0.06024  -0.0968   0.5546   1.0000
   6.250   0.8463   0.07627   0.06557  -0.0966   0.5529   1.0000
   6.500   0.8391   0.08057   0.06989  -0.0967   0.5526   1.0000
   6.750   0.8445   0.08435   0.07369  -0.0973   0.5544   1.0000
   7.000   0.7290   0.10019   0.08988  -0.1044   0.6812   1.0000
   7.250   0.7216   0.10172   0.09140  -0.1022   0.6714   1.0000
   7.500   0.7510   0.10527   0.09494  -0.1040   0.6658   1.0000
   7.750   0.7429   0.10678   0.09645  -0.1019   0.6561   1.0000
   8.000   0.7769   0.11072   0.10038  -0.1040   0.6499   1.0000
   8.250   0.7667   0.11192   0.10159  -0.1017   0.6389   1.0000
   8.500   0.8001   0.11621   0.10591  -0.1038   0.6341   1.0000
   8.750   0.7859   0.11714   0.10687  -0.1014   0.6237   1.0000
   9.000   0.8211   0.12169   0.11147  -0.1036   0.6184   1.0000
   9.250   0.8074   0.12247   0.11228  -0.1013   0.6071   1.0000
   9.500   0.8370   0.12696   0.11682  -0.1030   0.6023   1.0000
<< Back to GOE 360 AIRFOIL (goe360-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 360 AIRFOIL (goe360-il)