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

GOE 365 AIRFOIL (goe365-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 365 AIRFOIL (goe365-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 27.64 at α=7.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe365-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe365-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 365 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  -0.2686   0.12644   0.11952  -0.0376   1.0000   0.1433
 -10.250  -0.2774   0.12567   0.11887  -0.0381   1.0000   0.1475
 -10.000  -0.2993   0.12677   0.12015  -0.0389   1.0000   0.1490
  -9.750  -0.2694   0.11937   0.11272  -0.0361   1.0000   0.1569
  -9.500  -0.2771   0.11817   0.11165  -0.0354   1.0000   0.1626
  -9.250  -0.3001   0.11888   0.11255  -0.0347   1.0000   0.1650
  -9.000  -0.2873   0.11405   0.10777  -0.0325   1.0000   0.1700
  -8.750  -0.2909   0.11229   0.10611  -0.0301   1.0000   0.1758
  -8.500  -0.3112   0.11226   0.10623  -0.0277   1.0000   0.1796
  -8.250  -0.3409   0.11312   0.10726  -0.0249   1.0000   0.1812
  -8.000  -0.3698   0.11373   0.10803  -0.0219   1.0000   0.1817
  -7.750  -0.3416   0.10781   0.10209  -0.0194   1.0000   0.1914
  -7.500  -0.3637   0.10756   0.10196  -0.0166   1.0000   0.1952
  -7.250  -0.3936   0.10781   0.10235  -0.0138   1.0000   0.1970
  -7.000  -0.4253   0.10798   0.10264  -0.0129   1.0000   0.1982
  -6.750  -0.4035   0.10317   0.09784  -0.0087   1.0000   0.2077
  -6.500  -0.4272   0.10247   0.09724  -0.0080   1.0000   0.2130
  -6.250  -0.4392   0.10017   0.09502  -0.0073   1.0000   0.2173
  -6.000  -0.4392   0.09783   0.09272  -0.0047   1.0000   0.2281
  -5.500  -0.4619   0.09416   0.08912  -0.0060   1.0000   0.2477
  -5.250  -0.4557   0.09092   0.08594  -0.0012   1.0000   0.2616
  -5.000  -0.4580   0.08844   0.08351   0.0007   1.0000   0.2776
  -4.750  -0.4657   0.08668   0.08173  -0.0009   1.0000   0.2973
  -4.500  -0.4637   0.08357   0.07873   0.0036   1.0000   0.3161
  -4.250   0.0290   0.06100   0.05533  -0.0225   1.0000   1.0000
  -4.000   0.0263   0.06021   0.05461  -0.0211   1.0000   1.0000
  -3.750   0.0238   0.05936   0.05383  -0.0198   1.0000   1.0000
  -3.500   0.0214   0.05851   0.05305  -0.0186   1.0000   1.0000
  -3.250   0.0190   0.05766   0.05226  -0.0174   1.0000   1.0000
  -3.000  -0.0255   0.05854   0.05332  -0.0065   1.0000   0.9848
  -2.750  -0.0753   0.05929   0.05425   0.0049   1.0000   0.9618
  -2.500  -0.1291   0.05997   0.05511   0.0165   1.0000   0.9376
  -2.250  -0.1797   0.05991   0.05522   0.0265   1.0000   0.9100
  -2.000  -0.2308   0.05953   0.05499   0.0352   0.9966   0.8774
  -1.750  -0.2841   0.05879   0.05440   0.0427   0.9873   0.8429
  -1.500  -0.1784   0.04963   0.04240  -0.0370   0.9711   0.2733
  -1.250  -0.1155   0.04769   0.03936  -0.0435   0.9592   0.2094
  -1.000  -0.0705   0.04684   0.03759  -0.0462   0.9473   0.1815
  -0.750  -0.0340   0.04559   0.03606  -0.0481   0.9357   0.1711
  -0.500   0.0055   0.04534   0.03526  -0.0500   0.9235   0.1641
  -0.250   0.0456   0.04495   0.03458  -0.0523   0.9118   0.1634
   0.000   0.0876   0.04466   0.03404  -0.0548   0.8997   0.1615
   0.250   0.1152   0.04452   0.03372  -0.0551   0.8873   0.1604
   0.500   0.1506   0.04463   0.03361  -0.0565   0.8747   0.1607
   0.750   0.1895   0.04491   0.03367  -0.0584   0.8619   0.1652
   1.000   0.2316   0.04501   0.03379  -0.0608   0.8497   0.1741
   1.250   0.2657   0.04528   0.03398  -0.0620   0.8370   0.1834
   1.500   0.2909   0.04562   0.03435  -0.0622   0.8237   0.1962
   1.750   0.3208   0.04576   0.03481  -0.0631   0.8104   0.2394
   2.000   0.3719   0.04460   0.03526  -0.0668   0.7967   1.0000
   2.250   0.4012   0.04550   0.03575  -0.0671   0.7828   1.0000
   2.500   0.4314   0.04636   0.03632  -0.0675   0.7686   1.0000
   2.750   0.4624   0.04712   0.03686  -0.0680   0.7539   1.0000
   3.000   0.4935   0.04777   0.03734  -0.0684   0.7387   1.0000
   3.250   0.5243   0.04833   0.03776  -0.0686   0.7231   1.0000
   3.500   0.5540   0.04879   0.03812  -0.0685   0.7069   1.0000
   3.750   0.5825   0.04918   0.03843  -0.0681   0.6905   1.0000
   4.000   0.6117   0.04947   0.03866  -0.0677   0.6744   1.0000
   4.250   0.6401   0.04969   0.03882  -0.0671   0.6582   1.0000
   4.500   0.6688   0.04982   0.03892  -0.0664   0.6424   1.0000
   4.750   0.6975   0.04985   0.03894  -0.0657   0.6267   1.0000
   5.000   0.7523   0.04818   0.03726  -0.0665   0.6154   1.0000
   5.250   0.7823   0.04782   0.03691  -0.0655   0.6005   1.0000
   5.500   0.8125   0.04733   0.03645  -0.0644   0.5858   1.0000
   5.750   0.8432   0.04676   0.03590  -0.0632   0.5712   1.0000
   6.000   0.8756   0.04607   0.03523  -0.0622   0.5568   1.0000
   6.250   0.9090   0.04538   0.03459  -0.0614   0.5424   1.0000
   6.500   0.9422   0.04485   0.03410  -0.0607   0.5282   1.0000
   6.750   0.9809   0.04405   0.03336  -0.0605   0.5141   1.0000
   7.000   1.0220   0.04326   0.03260  -0.0608   0.4999   1.0000
   7.250   1.0588   0.04291   0.03227  -0.0608   0.4860   1.0000
   7.500   1.0981   0.04269   0.03209  -0.0613   0.4735   1.0000
   7.750   1.1548   0.04178   0.03114  -0.0638   0.4616   1.0000
   8.000   1.1195   0.04602   0.03554  -0.0576   0.4506   1.0000
   8.250   1.1004   0.04955   0.03914  -0.0533   0.4414   1.0000
   8.500   1.1919   0.04665   0.03626  -0.0586   0.4304   1.0000
   8.750   0.8748   0.08008   0.06953  -0.0493   0.4205   1.0000
   9.000   0.9804   0.07053   0.06019  -0.0462   0.4154   1.0000
   9.250   0.6765   0.11575   0.10528  -0.0638   0.5528   1.0000
   9.500   0.6715   0.11844   0.10800  -0.0636   0.5499   1.0000
   9.750   0.6872   0.12135   0.11098  -0.0641   0.5415   1.0000
  10.000   0.6995   0.12505   0.11472  -0.0648   0.5380   1.0000
  10.250   0.6938   0.12702   0.11672  -0.0643   0.5294   1.0000
  10.500   0.7137   0.13078   0.12053  -0.0650   0.5224   1.0000
  10.750   0.7397   0.13427   0.12409  -0.0656   0.5083   1.0000
  11.000   0.7301   0.13553   0.12538  -0.0647   0.4956   1.0000
  11.250   0.7319   0.13807   0.12797  -0.0647   0.4842   1.0000
  11.500   0.7475   0.14161   0.13158  -0.0652   0.4749   1.0000
  11.750   0.7656   0.14491   0.13495  -0.0655   0.4629   1.0000
  12.000   0.7556   0.14716   0.13722  -0.0657   0.4547   1.0000
  12.250   0.7900   0.15247   0.14265  -0.0666   0.4462   1.0000
  12.500   0.7718   0.15334   0.14351  -0.0666   0.4363   1.0000
  12.750   0.7891   0.15754   0.14779  -0.0673   0.4292   1.0000
<< Back to GOE 365 AIRFOIL (goe365-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 365 AIRFOIL (goe365-il)