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

GOE 364 AIRFOIL (goe364-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 364 AIRFOIL (goe364-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 13.54 at α=4.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe364-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe364-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 364 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.2262   0.12805   0.12113  -0.0347   1.0000   0.1128
 -10.250  -0.2265   0.12639   0.11955  -0.0348   1.0000   0.1158
 -10.000  -0.2336   0.12615   0.11943  -0.0353   1.0000   0.1180
  -9.750  -0.2471   0.12696   0.12040  -0.0357   1.0000   0.1189
  -9.500  -0.2642   0.12800   0.12161  -0.0355   1.0000   0.1193
  -9.250  -0.2252   0.11736   0.11092  -0.0328   1.0000   0.1246
  -9.000  -0.2261   0.11541   0.10906  -0.0316   1.0000   0.1280
  -8.750  -0.2337   0.11440   0.10819  -0.0303   1.0000   0.1312
  -8.500  -0.2495   0.11455   0.10850  -0.0286   1.0000   0.1332
  -8.250  -0.2719   0.11539   0.10952  -0.0260   1.0000   0.1341
  -8.000  -0.2970   0.11630   0.11060  -0.0227   1.0000   0.1344
  -7.750  -0.3226   0.11710   0.11155  -0.0194   1.0000   0.1346
  -7.500  -0.2984   0.11019   0.10466  -0.0173   1.0000   0.1395
  -7.250  -0.3101   0.10923   0.10381  -0.0143   1.0000   0.1420
  -7.000  -0.3270   0.10875   0.10344  -0.0114   1.0000   0.1445
  -6.750  -0.3442   0.10831   0.10311  -0.0092   1.0000   0.1466
  -6.500  -0.3619   0.10811   0.10300  -0.0089   1.0000   0.1491
  -6.250  -0.3798   0.10855   0.10351  -0.0114   1.0000   0.1507
  -6.000  -0.3803   0.10476   0.09981  -0.0086   1.0000   0.1532
  -5.750  -0.3794   0.10198   0.09708  -0.0054   1.0000   0.1573
  -5.500  -0.3837   0.10026   0.09540  -0.0051   1.0000   0.1622
  -5.250  -0.3886   0.10092   0.09600  -0.0137   1.0000   0.1676
  -5.000  -0.3745   0.09514   0.09034  -0.0093   0.9956   0.1725
  -4.750  -0.3399   0.09181   0.08690  -0.0202   0.9841   0.1858
  -4.500  -0.3073   0.08886   0.08383  -0.0284   0.9723   0.2014
  -4.250  -0.2897   0.08458   0.07964  -0.0262   0.9628   0.2121
  -4.000  -0.2592   0.08192   0.07684  -0.0347   0.9506   0.2352
  -3.750  -0.2327   0.07800   0.07295  -0.0359   0.9411   0.2549
  -3.500  -0.2162   0.07534   0.07030  -0.0365   0.9294   0.2759
  -3.250  -0.1958   0.07268   0.06762  -0.0385   0.9183   0.3052
  -3.000  -0.1714   0.07021   0.06512  -0.0405   0.9079   0.3521
  -2.750  -0.1625   0.06764   0.06265  -0.0368   0.8971   0.3899
  -2.500  -0.1589   0.06594   0.06103  -0.0321   0.8865   0.4513
  -2.250  -0.1545   0.06317   0.05842  -0.0238   0.8786   0.5237
  -2.000  -0.1605   0.06147   0.05681  -0.0167   0.8676   0.5726
  -1.750  -0.1563   0.05940   0.05483  -0.0104   0.8587   0.6240
  -1.500  -0.1498   0.05745   0.05294  -0.0053   0.8494   0.6664
  -1.250  -0.1437   0.05571   0.05123  -0.0020   0.8398   0.6958
  -1.000  -0.1133   0.05350   0.04897  -0.0047   0.8309   0.7207
  -0.750   0.1788   0.05140   0.04402  -0.0824   0.8139   0.2969
  -0.500   0.2107   0.05117   0.04306  -0.0841   0.8029   0.2315
  -0.250   0.2556   0.05013   0.04141  -0.0864   0.7945   0.1975
   0.000   0.2804   0.04994   0.04080  -0.0863   0.7848   0.1860
   0.250   0.3095   0.04970   0.04029  -0.0867   0.7765   0.1814
   0.500   0.3372   0.04947   0.03981  -0.0869   0.7673   0.1759
   0.750   0.3607   0.04970   0.03972  -0.0865   0.7585   0.1708
   1.000   0.3906   0.04993   0.03959  -0.0866   0.7499   0.1678
   1.500   0.4577   0.05002   0.03935  -0.0885   0.7317   0.1748
   1.750   0.4669   0.05116   0.04040  -0.0869   0.7211   0.1788
   2.000   0.5114   0.05088   0.03997  -0.0884   0.7115   0.1865
   2.250   0.5326   0.05141   0.04049  -0.0877   0.7001   0.1966
   2.500   0.5490   0.05225   0.04136  -0.0868   0.6885   0.2123
   2.750   0.6092   0.04984   0.04060  -0.0902   0.6778   1.0000
   3.000   0.6310   0.05085   0.04108  -0.0891   0.6664   1.0000
   3.250   0.6376   0.05257   0.04262  -0.0872   0.6542   1.0000
   3.500   0.6635   0.05342   0.04325  -0.0867   0.6432   1.0000
   3.750   0.6985   0.05372   0.04335  -0.0867   0.6325   1.0000
   4.000   0.6975   0.05600   0.04558  -0.0846   0.6196   1.0000
   4.250   0.7108   0.05755   0.04704  -0.0834   0.6075   1.0000
   4.500   0.7659   0.05655   0.04588  -0.0843   0.5987   1.0000
   4.750   0.7600   0.05929   0.04860  -0.0821   0.5846   1.0000
   5.000   0.7598   0.06184   0.05113  -0.0805   0.5716   1.0000
   5.250   0.7720   0.06368   0.05293  -0.0795   0.5600   1.0000
   5.500   0.8152   0.06325   0.05242  -0.0794   0.5508   1.0000
   5.750   0.8014   0.06708   0.05626  -0.0777   0.5376   1.0000
   6.000   0.7991   0.07022   0.05939  -0.0766   0.5262   1.0000
   6.250   0.8463   0.06947   0.05860  -0.0763   0.5185   1.0000
   6.500   0.8099   0.07576   0.06492  -0.0753   0.5077   1.0000
   6.750   0.8275   0.07757   0.06671  -0.0747   0.4992   1.0000
   7.000   0.8167   0.08187   0.07103  -0.0744   0.4912   1.0000
   7.250   0.8380   0.08365   0.07280  -0.0740   0.4844   1.0000
   7.500   0.8116   0.08962   0.07881  -0.0742   0.4801   1.0000
   7.750   0.8138   0.09309   0.08231  -0.0742   0.4749   1.0000
   8.000   0.8327   0.09530   0.08451  -0.0740   0.4685   1.0000
   8.250   0.8236   0.10032   0.08958  -0.0747   0.4684   1.0000
   8.500   0.8204   0.10491   0.09422  -0.0754   0.4688   1.0000
   8.750   0.8263   0.10916   0.09851  -0.0763   0.4699   1.0000
   9.000   0.7271   0.12225   0.11181  -0.0824   0.5548   1.0000
   9.250   0.7445   0.12588   0.11545  -0.0830   0.5482   1.0000
   9.500   0.7537   0.12821   0.11781  -0.0828   0.5362   1.0000
   9.750   0.7525   0.13091   0.12054  -0.0826   0.5288   1.0000
  10.000   0.7795   0.13459   0.12425  -0.0833   0.5189   1.0000
  10.250   0.7705   0.13640   0.12608  -0.0828   0.5083   1.0000
  10.500   0.7962   0.14074   0.13045  -0.0836   0.5013   1.0000
<< Back to GOE 364 AIRFOIL (goe364-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 364 AIRFOIL (goe364-il)