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

GOE 366 AIRFOIL (goe366-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 366 AIRFOIL (goe366-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.12 at α=3°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe366-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe366-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 366 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.2773   0.14521   0.13900  -0.0237   1.0000   0.1042
  -9.500  -0.2831   0.14405   0.13791  -0.0224   1.0000   0.1060
  -9.250  -0.2909   0.14319   0.13712  -0.0213   1.0000   0.1078
  -9.000  -0.3019   0.14291   0.13692  -0.0204   1.0000   0.1093
  -8.750  -0.3168   0.14323   0.13733  -0.0195   1.0000   0.1102
  -8.500  -0.3347   0.14386   0.13805  -0.0185   1.0000   0.1107
  -8.250  -0.3546   0.14450   0.13878  -0.0172   1.0000   0.1110
  -8.000  -0.3454   0.13941   0.13375  -0.0159   1.0000   0.1122
  -7.750  -0.3306   0.13450   0.12886  -0.0140   1.0000   0.1150
  -7.500  -0.3343   0.13265   0.12708  -0.0125   1.0000   0.1171
  -7.250  -0.3416   0.13126   0.12575  -0.0110   1.0000   0.1191
  -7.000  -0.3522   0.13018   0.12474  -0.0094   1.0000   0.1211
  -6.750  -0.3664   0.12941   0.12406  -0.0076   1.0000   0.1228
  -6.500  -0.3819   0.12888   0.12360  -0.0067   1.0000   0.1244
  -6.250  -0.3963   0.12876   0.12356  -0.0085   1.0000   0.1259
  -6.000  -0.4068   0.12922   0.12405  -0.0143   1.0000   0.1268
  -5.750  -0.4041   0.12402   0.11896  -0.0088   1.0000   0.1286
  -5.500  -0.3962   0.12060   0.11558  -0.0063   0.9983   0.1322
  -5.250  -0.3612   0.11752   0.11243  -0.0169   0.9852   0.1413
  -5.000  -0.3317   0.11375   0.10862  -0.0263   0.9728   0.1460
  -4.750  -0.3067   0.10996   0.10482  -0.0279   0.9606   0.1527
  -4.500  -0.2746   0.10831   0.10303  -0.0425   0.9470   0.1619
  -4.250  -0.2616   0.10387   0.09868  -0.0389   0.9354   0.1665
  -4.000  -0.2261   0.10236   0.09699  -0.0514   0.9216   0.1794
  -3.750  -0.2062   0.09781   0.09252  -0.0491   0.9118   0.1862
  -3.500  -0.1798   0.09537   0.08999  -0.0559   0.8988   0.1987
  -3.250  -0.1534   0.09361   0.08812  -0.0617   0.8857   0.2142
  -3.000  -0.1249   0.09084   0.08530  -0.0655   0.8748   0.2315
  -2.750  -0.1033   0.08792   0.08239  -0.0669   0.8638   0.2498
  -2.500  -0.0900   0.08565   0.08015  -0.0666   0.8522   0.2689
  -2.250  -0.0570   0.08261   0.07712  -0.0687   0.8436   0.3073
  -2.000  -0.0529   0.08148   0.07601  -0.0668   0.8315   0.3371
  -0.750  -0.0333   0.07249   0.06752  -0.0421   0.7858   0.5891
  -0.500  -0.0195   0.07061   0.06569  -0.0383   0.7781   0.6420
  -0.250  -0.0219   0.06942   0.06458  -0.0330   0.7692   0.6690
   0.000  -0.0013   0.06753   0.06270  -0.0315   0.7612   0.7058
   0.250   0.0146   0.06667   0.06185  -0.0323   0.7518   0.7243
   0.500   0.0916   0.06480   0.05980  -0.0457   0.7425   0.7338
   0.750   0.3866   0.06624   0.05867  -0.1184   0.7232   0.3550
   1.000   0.3965   0.06791   0.06005  -0.1185   0.7122   0.3137
   1.250   0.4634   0.06738   0.05867  -0.1234   0.7053   0.2379
   1.500   0.4616   0.06944   0.06059  -0.1214   0.6949   0.2248
   1.750   0.5218   0.06848   0.05903  -0.1243   0.6888   0.1920
   2.000   0.5068   0.07129   0.06186  -0.1215   0.6795   0.1897
   2.250   0.5506   0.07111   0.06127  -0.1230   0.6727   0.1758
   2.500   0.5498   0.07330   0.06342  -0.1214   0.6648   0.1736
   2.750   0.5696   0.07439   0.06437  -0.1213   0.6582   0.1702
   3.000   0.6066   0.07471   0.06435  -0.1220   0.6524   0.1657
   3.250   0.5918   0.07809   0.06773  -0.1197   0.6463   0.1648
   3.500   0.6134   0.07949   0.06888  -0.1194   0.6404   0.1614
   3.750   0.6406   0.08041   0.06965  -0.1195   0.6351   0.1600
   4.000   0.6306   0.08386   0.07312  -0.1180   0.6326   0.1597
   4.250   0.6299   0.08673   0.07598  -0.1171   0.6305   0.1594
   4.500   0.6326   0.08956   0.07880  -0.1165   0.6299   0.1594
   4.750   0.6392   0.09264   0.08185  -0.1165   0.6329   0.1597
   5.000   0.6577   0.09544   0.08461  -0.1174   0.6358   0.1616
   5.250   0.5743   0.10646   0.09600  -0.1179   0.7230   0.1591
   5.500   0.5668   0.10733   0.09688  -0.1153   0.7159   0.1591
   5.750   0.5907   0.10956   0.09901  -0.1161   0.7097   0.1604
   6.000   0.6290   0.11327   0.10269  -0.1189   0.7060   0.1682
   6.250   0.6113   0.11349   0.10295  -0.1154   0.6975   0.1689
   6.750   0.6720   0.12005   0.10948  -0.1191   0.6882   0.1991
   7.000   0.6544   0.12015   0.10963  -0.1159   0.6793   0.2022
   7.250   0.6767   0.12101   0.11200  -0.1160   0.6732   1.0000
   7.500   0.6857   0.12363   0.11439  -0.1154   0.6685   1.0000
   7.750   0.6915   0.12513   0.11572  -0.1143   0.6590   1.0000
   8.000   0.7215   0.12896   0.11927  -0.1157   0.6546   1.0000
   8.250   0.7122   0.12994   0.12020  -0.1137   0.6467   1.0000
   8.500   0.7344   0.13279   0.12288  -0.1143   0.6393   1.0000
   8.750   0.7431   0.13547   0.12547  -0.1142   0.6341   1.0000
   9.000   0.7505   0.13716   0.12710  -0.1137   0.6247   1.0000
   9.250   0.7833   0.14175   0.13157  -0.1156   0.6203   1.0000
   9.500   0.7701   0.14185   0.13168  -0.1135   0.6101   1.0000
   9.750   0.8003   0.14596   0.13572  -0.1150   0.6043   1.0000
<< Back to GOE 366 AIRFOIL (goe366-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 366 AIRFOIL (goe366-il)