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

GOE 367 AIRFOIL (goe367-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 367 AIRFOIL (goe367-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.26 at α=3.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe367-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe367-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 367 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.2976   0.13782   0.13089  -0.0341   1.0000   0.2155
 -10.500  -0.3207   0.13821   0.13139  -0.0324   1.0000   0.2205
 -10.250  -0.3644   0.14054   0.13388  -0.0309   1.0000   0.2224
 -10.000  -0.3306   0.13396   0.12729  -0.0286   1.0000   0.2266
  -9.750  -0.3292   0.13201   0.12538  -0.0264   1.0000   0.2320
  -9.500  -0.3473   0.13152   0.12498  -0.0246   1.0000   0.2383
  -9.250  -0.3962   0.13343   0.12706  -0.0232   1.0000   0.2412
  -9.000  -0.3586   0.12743   0.12103  -0.0210   1.0000   0.2472
  -8.750  -0.3652   0.12605   0.11970  -0.0190   1.0000   0.2551
  -8.500  -0.4109   0.12707   0.12089  -0.0173   1.0000   0.2598
  -8.250  -0.3824   0.12237   0.11617  -0.0152   1.0000   0.2671
  -8.000  -0.3974   0.12136   0.11524  -0.0132   1.0000   0.2760
  -7.750  -0.4546   0.12242   0.11648  -0.0107   1.0000   0.2793
  -7.500  -0.4073   0.11719   0.11119  -0.0091   1.0000   0.2903
  -7.250  -0.4549   0.11749   0.11164  -0.0062   1.0000   0.2977
  -7.000  -0.4307   0.11361   0.10777  -0.0046   1.0000   0.3064
  -6.750  -0.4655   0.11315   0.10742  -0.0013   1.0000   0.3159
  -6.500  -0.4574   0.11013   0.10445   0.0006   1.0000   0.3247
  -6.250  -0.4920   0.10946   0.10388   0.0045   1.0000   0.3347
  -6.000  -0.4824   0.10663   0.10109   0.0066   1.0000   0.3459
  -5.250  -0.5225   0.10120   0.09588   0.0161   1.0000   0.3890
  -5.000  -0.5315   0.09935   0.09408   0.0195   1.0000   0.4090
  -4.500  -0.4956   0.09529   0.09006   0.0225   0.9882   0.4877
  -4.250  -0.4704   0.09383   0.08858   0.0246   0.9789   0.5482
  -4.000  -0.2357   0.08785   0.08222   0.0079   0.9644   0.7281
  -3.250  -0.3842   0.06010   0.05160  -0.0376   0.9553   0.2017
  -3.000  -0.3511   0.05776   0.04894  -0.0401   0.9439   0.1981
  -2.750  -0.3116   0.05590   0.04659  -0.0435   0.9327   0.1970
  -2.500  -0.2671   0.05459   0.04473  -0.0474   0.9214   0.2002
  -2.250  -0.2415   0.05356   0.04328  -0.0479   0.9105   0.2021
  -2.000  -0.2029   0.05258   0.04209  -0.0506   0.8995   0.2080
  -1.750  -0.1679   0.05204   0.04136  -0.0525   0.8884   0.2165
  -1.500  -0.1405   0.05162   0.04059  -0.0531   0.8772   0.2237
  -1.250  -0.0968   0.05131   0.04017  -0.0560   0.8662   0.2393
  -1.000  -0.0727   0.05094   0.03983  -0.0561   0.8549   0.2526
  -0.750  -0.0426   0.05086   0.03972  -0.0568   0.8439   0.2734
  -0.500   0.0062   0.05067   0.03961  -0.0600   0.8332   0.3108
   0.000   0.0561   0.05043   0.04007  -0.0599   0.8117   0.4124
   0.250   0.1162   0.04938   0.04080  -0.0637   0.8000   1.0000
   0.500   0.1307   0.05034   0.04137  -0.0623   0.7888   1.0000
   0.750   0.1751   0.05119   0.04180  -0.0649   0.7792   1.0000
   1.000   0.1717   0.05228   0.04276  -0.0614   0.7679   1.0000
   1.250   0.2027   0.05324   0.04345  -0.0623   0.7582   1.0000
   1.500   0.2123   0.05438   0.04445  -0.0607   0.7482   1.0000
   1.750   0.2330   0.05551   0.04541  -0.0605   0.7387   1.0000
   2.000   0.2501   0.05667   0.04642  -0.0599   0.7293   1.0000
   2.250   0.2662   0.05801   0.04763  -0.0592   0.7209   1.0000
   2.500   0.2762   0.05948   0.04900  -0.0581   0.7131   1.0000
   2.750   0.3051   0.06068   0.05005  -0.0588   0.7053   1.0000
   3.000   0.3015   0.06252   0.05185  -0.0565   0.6980   1.0000
   3.250   0.3349   0.06369   0.05288  -0.0577   0.6911   1.0000
   3.500   0.3364   0.06580   0.05495  -0.0562   0.6868   1.0000
   3.750   0.3347   0.06805   0.05716  -0.0547   0.6843   1.0000
   4.000   0.3381   0.07023   0.05930  -0.0537   0.6825   1.0000
   4.250   0.3426   0.07255   0.06159  -0.0530   0.6829   1.0000
   4.500   0.3548   0.07521   0.06421  -0.0534   0.6873   1.0000
   4.750   0.2889   0.08236   0.07156  -0.0518   0.7794   1.0000
   5.000   0.2869   0.08332   0.07248  -0.0496   0.7754   1.0000
   5.250   0.2988   0.08467   0.07379  -0.0491   0.7667   1.0000
   5.500   0.3290   0.08766   0.07671  -0.0511   0.7621   1.0000
   5.750   0.3371   0.08954   0.07856  -0.0505   0.7593   1.0000
   6.000   0.3381   0.09027   0.07927  -0.0486   0.7514   1.0000
   6.250   0.3627   0.09279   0.08176  -0.0499   0.7457   1.0000
   6.500   0.3863   0.09594   0.08487  -0.0513   0.7423   1.0000
   6.750   0.3806   0.09605   0.08499  -0.0486   0.7332   1.0000
   7.000   0.4046   0.09869   0.08761  -0.0498   0.7279   1.0000
   7.250   0.4350   0.10265   0.09154  -0.0521   0.7250   1.0000
   7.500   0.4204   0.10207   0.09098  -0.0485   0.7163   1.0000
   7.750   0.4452   0.10481   0.09373  -0.0498   0.7100   1.0000
   8.000   0.4637   0.10785   0.09677  -0.0507   0.7062   1.0000
   8.250   0.4611   0.10826   0.09720  -0.0487   0.6969   1.0000
   8.500   0.4900   0.11166   0.10063  -0.0506   0.6912   1.0000
   8.750   0.4872   0.11262   0.10161  -0.0489   0.6833   1.0000
   9.000   0.5123   0.11543   0.10445  -0.0501   0.6744   1.0000
   9.250   0.5142   0.11683   0.10588  -0.0490   0.6653   1.0000
   9.500   0.5427   0.12007   0.10917  -0.0506   0.6562   1.0000
   9.750   0.5400   0.12115   0.11029  -0.0491   0.6468   1.0000
  10.000   0.5697   0.12476   0.11395  -0.0509   0.6385   1.0000
  10.250   0.5646   0.12570   0.11494  -0.0494   0.6285   1.0000
  10.500   0.5988   0.13003   0.11935  -0.0516   0.6206   1.0000
  10.750   0.5901   0.13047   0.11983  -0.0499   0.6089   1.0000
  11.000   0.6272   0.13578   0.12522  -0.0525   0.6027   1.0000
  11.250   0.6140   0.13557   0.12506  -0.0506   0.5905   1.0000
  11.500   0.6318   0.13925   0.12881  -0.0516   0.5839   1.0000
<< Back to GOE 367 AIRFOIL (goe367-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 367 AIRFOIL (goe367-il)