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

GOE 381 AIRFOIL (goe381-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 381 AIRFOIL (goe381-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 37.61 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe381-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe381-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 381 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.3090   0.11572   0.10927  -0.0212   1.0000   0.0800
  -8.250  -0.3115   0.11550   0.10917  -0.0232   1.0000   0.0806
  -8.000  -0.3126   0.11543   0.10922  -0.0266   1.0000   0.0809
  -7.750  -0.2953   0.10639   0.10014  -0.0226   1.0000   0.0832
  -7.500  -0.2892   0.10293   0.09674  -0.0221   1.0000   0.0858
  -7.250  -0.2866   0.10051   0.09441  -0.0223   1.0000   0.0882
  -7.000  -0.2854   0.09855   0.09256  -0.0229   1.0000   0.0906
  -6.750  -0.2858   0.09735   0.09146  -0.0242   1.0000   0.0927
  -6.500  -0.2859   0.09718   0.09138  -0.0272   1.0000   0.0939
  -6.000  -0.2820   0.09022   0.08458  -0.0242   1.0000   0.0971
  -5.750  -0.2800   0.08748   0.08190  -0.0229   1.0000   0.1005
  -5.500  -0.2764   0.08561   0.08008  -0.0237   1.0000   0.1046
  -5.250  -0.2610   0.08655   0.08092  -0.0317   1.0000   0.1077
  -5.000  -0.2651   0.08085   0.07541  -0.0258   1.0000   0.1103
  -4.750  -0.2600   0.07808   0.07268  -0.0250   1.0000   0.1151
  -4.500  -0.2361   0.07781   0.07227  -0.0328   1.0000   0.1209
  -4.250  -0.2377   0.07311   0.06768  -0.0287   1.0000   0.1237
  -4.000  -0.2265   0.07056   0.06513  -0.0295   1.0000   0.1304
  -3.750  -0.2095   0.06804   0.06256  -0.0325   1.0000   0.1360
  -3.500  -0.1936   0.06575   0.06022  -0.0342   1.0000   0.1453
  -3.250  -0.1812   0.06264   0.05713  -0.0349   1.0000   0.1514
  -3.000  -0.1612   0.06030   0.05470  -0.0377   1.0000   0.1627
  -2.750  -0.1450   0.05773   0.05211  -0.0391   1.0000   0.1774
  -2.500  -0.1242   0.05569   0.04997  -0.0418   1.0000   0.2031
  -2.250  -0.1094   0.05303   0.04730  -0.0426   1.0000   0.2330
  -2.000  -0.0949   0.05056   0.04485  -0.0430   1.0000   0.2764
  -1.750  -0.0857   0.04791   0.04232  -0.0417   1.0000   0.3356
  -1.500  -0.0717   0.04518   0.03969  -0.0407   0.9986   0.4064
  -1.250  -0.0347   0.04168   0.03624  -0.0430   0.9893   0.4914
  -1.000   0.0066   0.03848   0.03306  -0.0457   0.9796   0.5593
  -0.750   0.0894   0.03643   0.03060  -0.0596   0.9684   0.5614
  -0.500   0.1868   0.03581   0.02918  -0.0769   0.9551   0.4856
  -0.250   0.2724   0.03660   0.02878  -0.0891   0.9400   0.3397
   0.000   0.3361   0.03659   0.02793  -0.0949   0.9263   0.2552
   0.250   0.3893   0.03626   0.02700  -0.0986   0.9124   0.2135
   0.500   0.4343   0.03583   0.02615  -0.1011   0.8963   0.2009
   0.750   0.4786   0.03500   0.02504  -0.1033   0.8786   0.1947
   1.000   0.5282   0.03441   0.02398  -0.1055   0.8610   0.1866
   1.250   0.5792   0.03339   0.02272  -0.1078   0.8449   0.1861
   1.500   0.6225   0.03240   0.02166  -0.1089   0.8296   0.1918
   1.750   0.6608   0.03154   0.02080  -0.1095   0.8146   0.2161
   2.000   0.6978   0.03059   0.02009  -0.1100   0.7998   0.2623
   2.250   0.7296   0.02895   0.01950  -0.1086   0.7853   1.0000
   2.500   0.7632   0.02877   0.01895  -0.1078   0.7698   1.0000
   2.750   0.7864   0.02909   0.01913  -0.1063   0.7503   1.0000
   3.000   0.8161   0.02895   0.01884  -0.1051   0.7326   1.0000
   3.250   0.8473   0.02860   0.01837  -0.1038   0.7153   1.0000
   3.500   0.8755   0.02844   0.01813  -0.1023   0.6964   1.0000
   3.750   0.9017   0.02842   0.01809  -0.1006   0.6754   1.0000
   4.000   0.9326   0.02798   0.01754  -0.0990   0.6565   1.0000
   4.250   0.9559   0.02831   0.01784  -0.0972   0.6325   1.0000
   4.500   0.9831   0.02841   0.01784  -0.0956   0.6113   1.0000
   4.750   1.0074   0.02886   0.01830  -0.0941   0.5884   1.0000
   5.000   1.0316   0.02936   0.01874  -0.0926   0.5662   1.0000
   5.250   1.0562   0.02977   0.01908  -0.0910   0.5446   1.0000
   5.500   1.0790   0.03036   0.01965  -0.0896   0.5232   1.0000
   5.750   1.1021   0.03086   0.02013  -0.0881   0.5024   1.0000
   6.000   1.1272   0.03132   0.02059  -0.0869   0.4846   1.0000
   6.250   1.1485   0.03232   0.02171  -0.0858   0.4679   1.0000
   6.500   1.1700   0.03338   0.02290  -0.0849   0.4526   1.0000
   6.750   1.1916   0.03442   0.02408  -0.0839   0.4381   1.0000
   7.000   1.2135   0.03546   0.02532  -0.0829   0.4243   1.0000
   7.250   1.2344   0.03637   0.02638  -0.0817   0.4094   1.0000
   7.500   1.2584   0.03550   0.02542  -0.0797   0.3864   1.0000
   7.750   1.2765   0.03521   0.02515  -0.0775   0.3630   1.0000
   8.000   1.2971   0.03571   0.02578  -0.0762   0.3477   1.0000
   8.250   1.3179   0.03567   0.02581  -0.0745   0.3299   1.0000
   8.500   1.3332   0.03587   0.02614  -0.0725   0.3109   1.0000
   8.750   1.3457   0.03594   0.02636  -0.0701   0.2906   1.0000
   9.000   1.3535   0.03599   0.02649  -0.0672   0.2686   1.0000
   9.250   1.3562   0.03644   0.02705  -0.0641   0.2454   1.0000
   9.500   1.3597   0.03733   0.02817  -0.0612   0.2247   1.0000
   9.750   1.3627   0.03851   0.02955  -0.0585   0.2032   1.0000
  10.000   1.3639   0.03998   0.03127  -0.0557   0.1759   1.0000
  10.250   1.3597   0.04217   0.03344  -0.0533   0.1370   1.0000
  10.500   1.3510   0.04525   0.03628  -0.0512   0.1129   1.0000
  10.750   1.3431   0.04871   0.03968  -0.0498   0.0963   1.0000
  11.000   1.3363   0.05230   0.04335  -0.0487   0.0848   1.0000
  11.250   1.3284   0.05622   0.04732  -0.0482   0.0791   1.0000
  11.500   1.3191   0.06050   0.05164  -0.0482   0.0754   1.0000
  11.750   1.3092   0.06504   0.05622  -0.0485   0.0729   1.0000
  12.000   1.3009   0.06953   0.06083  -0.0489   0.0707   1.0000
  12.250   1.2927   0.07408   0.06549  -0.0495   0.0687   1.0000
  12.500   1.2852   0.07858   0.07008  -0.0500   0.0669   1.0000
  12.750   1.2785   0.08290   0.07444  -0.0503   0.0653   1.0000
  13.000   1.2755   0.08646   0.07796  -0.0498   0.0638   1.0000
  13.250   1.2799   0.08919   0.08088  -0.0485   0.0629   1.0000
  13.500   1.2876   0.09160   0.08352  -0.0467   0.0622   1.0000
  13.750   1.2956   0.09434   0.08653  -0.0451   0.0618   1.0000
  14.000   1.2987   0.09814   0.09062  -0.0445   0.0617   1.0000
  14.250   1.2944   0.10321   0.09598  -0.0453   0.0619   1.0000
  14.500   1.2841   0.10930   0.10235  -0.0473   0.0622   1.0000
  14.750   1.2699   0.11629   0.10957  -0.0504   0.0626   1.0000
  15.000   1.2536   0.12400   0.11749  -0.0544   0.0631   1.0000
  15.250   1.2363   0.13233   0.12599  -0.0590   0.0636   1.0000
<< Back to GOE 381 AIRFOIL (goe381-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 381 AIRFOIL (goe381-il)