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

GOE 370 AIRFOIL (goe370-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 370 AIRFOIL (goe370-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 45.23 at α=6.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe370-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe370-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 370 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.3144   0.10502   0.09840  -0.0275   1.0000   0.1045
  -7.500  -0.3201   0.10422   0.09774  -0.0271   1.0000   0.1072
  -7.250  -0.3275   0.10447   0.09814  -0.0282   1.0000   0.1085
  -7.000  -0.3245   0.10068   0.09446  -0.0273   1.0000   0.1106
  -6.750  -0.3184   0.09669   0.09051  -0.0250   1.0000   0.1159
  -6.500  -0.3202   0.09522   0.08914  -0.0249   1.0000   0.1196
  -6.250  -0.3250   0.09566   0.08970  -0.0274   1.0000   0.1222
  -6.000  -0.3252   0.09302   0.08716  -0.0268   1.0000   0.1236
  -5.750  -0.3240   0.08896   0.08316  -0.0228   1.0000   0.1275
  -5.500  -0.3243   0.08704   0.08130  -0.0221   1.0000   0.1316
  -5.250  -0.3199   0.08698   0.08124  -0.0264   1.0000   0.1358
  -5.000  -0.3187   0.08346   0.07780  -0.0247   1.0000   0.1379
  -4.750  -0.3168   0.08034   0.07473  -0.0223   1.0000   0.1424
  -4.250  -0.2996   0.07545   0.06984  -0.0252   1.0000   0.1529
  -4.000  -0.2757   0.07432   0.06852  -0.0318   1.0000   0.1631
  -3.750  -0.2762   0.06997   0.06427  -0.0276   1.0000   0.1671
  -3.500  -0.2555   0.06760   0.06182  -0.0315   1.0000   0.1778
  -3.250  -0.2394   0.06486   0.05903  -0.0331   1.0000   0.1914
  -3.000  -0.2264   0.06185   0.05600  -0.0332   1.0000   0.2064
  -2.750  -0.2114   0.05896   0.05309  -0.0336   1.0000   0.2231
  -2.500  -0.1869   0.05663   0.05064  -0.0368   1.0000   0.2467
  -2.250  -0.1726   0.05362   0.04763  -0.0363   1.0000   0.2669
  -2.000  -0.1507   0.05121   0.04513  -0.0381   1.0000   0.3022
  -1.750  -0.1362   0.04844   0.04231  -0.0374   1.0000   0.3440
  -1.250  -0.1277   0.04239   0.03647  -0.0297   1.0000   0.4822
  -1.000  -0.1137   0.03971   0.03379  -0.0280   1.0000   0.5361
  -0.750  -0.0952   0.03712   0.03120  -0.0272   1.0000   0.5726
  -0.500  -0.0627   0.03514   0.02907  -0.0303   1.0000   0.5942
  -0.250  -0.0003   0.03453   0.02793  -0.0415   1.0000   0.5503
   0.000   0.1173   0.03612   0.02725  -0.0618   1.0000   0.2020
   0.250   0.1462   0.03486   0.02555  -0.0627   1.0000   0.1854
   0.500   0.1736   0.03404   0.02418  -0.0633   1.0000   0.1772
   0.750   0.2175   0.03345   0.02326  -0.0670   0.9916   0.1865
   1.000   0.2664   0.03320   0.02253  -0.0714   0.9830   0.2028
   1.250   0.3113   0.03284   0.02177  -0.0750   0.9738   0.2232
   1.500   0.3562   0.03257   0.02144  -0.0787   0.9653   0.2903
   1.750   0.4014   0.03208   0.02135  -0.0826   0.9569   0.4169
   2.000   0.4397   0.03127   0.02132  -0.0853   0.9463   1.0000
   2.250   0.4738   0.03230   0.02189  -0.0873   0.9348   1.0000
   2.500   0.5077   0.03332   0.02266  -0.0895   0.9230   1.0000
   2.750   0.5419   0.03432   0.02351  -0.0916   0.9103   1.0000
   3.000   0.5758   0.03528   0.02437  -0.0935   0.8969   1.0000
   3.250   0.6090   0.03620   0.02525  -0.0952   0.8828   1.0000
   3.500   0.6412   0.03711   0.02621  -0.0967   0.8686   1.0000
   3.750   0.6730   0.03799   0.02712  -0.0980   0.8539   1.0000
   4.000   0.7046   0.03886   0.02807  -0.0992   0.8391   1.0000
   4.250   0.7369   0.03968   0.02900  -0.1003   0.8237   1.0000
   4.500   0.7710   0.04043   0.02996  -0.1014   0.8081   1.0000
   4.750   0.8086   0.04102   0.03076  -0.1028   0.7923   1.0000
   5.000   0.8406   0.04169   0.03165  -0.1034   0.7757   1.0000
   5.250   0.8622   0.04263   0.03280  -0.1026   0.7571   1.0000
   5.500   0.8958   0.04316   0.03362  -0.1030   0.7396   1.0000
   5.750   0.9398   0.04314   0.03411  -0.1041   0.7227   1.0000
   6.000   0.9932   0.04121   0.03275  -0.1038   0.6964   1.0000
   6.250   1.0836   0.02396   0.01544  -0.0844   0.4694   1.0000
   6.500   1.0688   0.02657   0.01610  -0.0769   0.2112   1.0000
   6.750   1.0641   0.02982   0.01833  -0.0728   0.1288   1.0000
   7.000   1.0686   0.03216   0.02051  -0.0694   0.1118   1.0000
   7.250   1.0754   0.03430   0.02266  -0.0663   0.1032   1.0000
   7.500   1.0878   0.03643   0.02476  -0.0637   0.0944   1.0000
   7.750   1.1190   0.03853   0.02697  -0.0629   0.0848   1.0000
   8.000   1.1930   0.04297   0.03118  -0.0668   0.0805   1.0000
   8.250   1.2336   0.04694   0.03559  -0.0673   0.0806   1.0000
   8.500   1.2613   0.05099   0.04004  -0.0664   0.0805   1.0000
   8.750   1.2785   0.05455   0.04409  -0.0645   0.0801   1.0000
   9.000   1.2950   0.05895   0.04891  -0.0628   0.0804   1.0000
   9.250   1.2950   0.06112   0.05205  -0.0585   0.0835   1.0000
   9.500   1.2943   0.06555   0.05715  -0.0554   0.0876   1.0000
   9.750   1.3005   0.07098   0.06288  -0.0536   0.0916   1.0000
  10.000   1.2908   0.07479   0.06727  -0.0504   0.0957   1.0000
  10.250   1.2662   0.07891   0.07186  -0.0471   0.0985   1.0000
  10.500   1.2436   0.08310   0.07631  -0.0444   0.1006   1.0000
  10.750   1.2238   0.08768   0.08106  -0.0428   0.1027   1.0000
  11.000   1.2165   0.09312   0.08667  -0.0423   0.1076   1.0000
  11.250   1.1858   0.09803   0.09171  -0.0427   0.1078   1.0000
  11.500   1.1549   0.10401   0.09780  -0.0451   0.1079   1.0000
  11.750   1.1219   0.11148   0.10533  -0.0497   0.1082   1.0000
  12.000   1.0720   0.12532   0.11911  -0.0613   0.1153   1.0000
  12.250   1.0516   0.13749   0.13113  -0.0694   0.1294   1.0000
  12.500   1.0096   0.15727   0.15076  -0.0866   0.2024   1.0000
<< Back to GOE 370 AIRFOIL (goe370-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 370 AIRFOIL (goe370-il)