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

GOE 382 AIRFOIL (goe382-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 382 AIRFOIL (goe382-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.5 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe382-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe382-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 382 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.2375   0.15275   0.14705  -0.0472   0.9590   0.2361
 -10.000  -0.1669   0.14354   0.13775  -0.0513   0.9537   0.2446
  -9.750  -0.1760   0.14286   0.13711  -0.0520   0.9452   0.2527
  -9.500  -0.1669   0.13945   0.13371  -0.0554   0.9395   0.2577
  -9.250  -0.1444   0.13608   0.13032  -0.0559   0.9317   0.2643
  -9.000  -0.1680   0.13659   0.13089  -0.0573   0.9249   0.2737
  -8.750  -0.1368   0.13140   0.12567  -0.0594   0.9185   0.2789
  -8.500  -0.1264   0.12925   0.12354  -0.0591   0.9104   0.2869
  -8.250  -0.1505   0.12878   0.12314  -0.0608   0.9051   0.2958
  -8.000  -0.1228   0.12521   0.11954  -0.0594   0.8962   0.3021
  -7.750  -0.1512   0.12581   0.12022  -0.0586   0.8898   0.3138
  -7.500  -0.1098   0.12090   0.11526  -0.0603   0.8834   0.3237
  -7.250  -0.1442   0.12190   0.11637  -0.0563   0.8752   0.3334
  -7.000  -0.1021   0.11715   0.11156  -0.0598   0.8696   0.3481
  -6.750  -0.1612   0.11969   0.11425  -0.0525   0.8619   0.3549
  -6.500  -0.1207   0.11535   0.10988  -0.0541   0.8547   0.3674
  -6.250  -0.1013   0.11218   0.10668  -0.0564   0.8498   0.3850
  -6.000  -0.1387   0.11348   0.10811  -0.0486   0.8410   0.3902
  -5.750  -0.1398   0.11165   0.10631  -0.0473   0.8350   0.4043
  -5.500  -0.1597   0.11102   0.10574  -0.0440   0.8298   0.4209
  -5.250  -0.1610   0.11013   0.10491  -0.0402   0.8218   0.4279
  -5.000  -0.1664   0.10869   0.10351  -0.0377   0.8163   0.4449
  -4.750  -0.1718   0.10743   0.10228  -0.0350   0.8111   0.4634
  -4.500  -0.3441   0.08576   0.07956  -0.0620   0.8253   0.1967
  -4.250  -0.3337   0.08059   0.07391  -0.0646   0.8224   0.1772
  -4.000  -0.3146   0.07585   0.06834  -0.0675   0.8192   0.1636
  -3.750  -0.2776   0.07305   0.06516  -0.0706   0.8110   0.1597
  -3.500  -0.2699   0.07175   0.06353  -0.0698   0.8090   0.1574
  -3.250  -0.2580   0.07076   0.06221  -0.0694   0.8071   0.1564
  -3.000  -0.2443   0.07026   0.06143  -0.0692   0.8069   0.1571
  -2.750  -0.1930   0.06901   0.05965  -0.0730   0.7946   0.1602
  -2.500  -0.1757   0.06903   0.05937  -0.0730   0.7936   0.1619
   0.000  -0.0707   0.07606   0.06587  -0.0656   0.8293   0.2350
   0.250  -0.0548   0.07583   0.06606  -0.0649   0.8189   0.2865
   0.500  -0.0253   0.07446   0.06790  -0.0622   0.8140   1.0000
   0.750  -0.0222   0.07484   0.06790  -0.0601   0.8044   1.0000
   1.000   0.0127   0.07746   0.07000  -0.0625   0.7960   1.0000
   1.250   0.0185   0.07841   0.07071  -0.0611   0.7885   1.0000
   1.500   0.0431   0.08027   0.07226  -0.0621   0.7790   1.0000
   1.750   0.0693   0.08309   0.07477  -0.0635   0.7740   1.0000
   2.000   0.0763   0.08350   0.07501  -0.0620   0.7616   1.0000
   2.250   0.1193   0.08768   0.07887  -0.0656   0.7566   1.0000
   2.500   0.1070   0.08686   0.07798  -0.0618   0.7457   1.0000
   2.750   0.1411   0.08995   0.08081  -0.0641   0.7394   1.0000
   3.000   0.1402   0.09061   0.08137  -0.0620   0.7308   1.0000
   3.250   0.1669   0.09293   0.08349  -0.0632   0.7222   1.0000
   3.500   0.1884   0.09577   0.08616  -0.0641   0.7175   1.0000
   3.750   0.1904   0.09615   0.08646  -0.0623   0.7066   1.0000
   4.000   0.2248   0.09963   0.08974  -0.0646   0.7014   1.0000
   4.250   0.2190   0.10003   0.09009  -0.0622   0.6929   1.0000
   4.500   0.2432   0.10236   0.09228  -0.0631   0.6849   1.0000
   5.000   0.2634   0.10580   0.09554  -0.0622   0.6709   1.0000
   5.250   0.2906   0.10867   0.09828  -0.0635   0.6650   1.0000
   5.500   0.3127   0.11206   0.10155  -0.0646   0.6614   1.0000
   5.750   0.3069   0.11187   0.10134  -0.0623   0.6506   1.0000
   6.000   0.3372   0.11522   0.10458  -0.0640   0.6453   1.0000
   6.250   0.3446   0.11737   0.10666  -0.0636   0.6412   1.0000
   6.500   0.3467   0.11806   0.10732  -0.0624   0.6319   1.0000
   6.750   0.3740   0.12124   0.11041  -0.0638   0.6267   1.0000
   7.000   0.3930   0.12465   0.11375  -0.0646   0.6232   1.0000
   7.250   0.3857   0.12435   0.11344  -0.0626   0.6133   1.0000
   7.500   0.4103   0.12738   0.11641  -0.0637   0.6081   1.0000
   7.750   0.4461   0.13265   0.12161  -0.0661   0.6054   1.0000
   8.000   0.4223   0.13083   0.11980  -0.0630   0.5967   1.0000
   8.250   0.4429   0.13343   0.12235  -0.0637   0.5903   1.0000
   8.500   0.4772   0.13835   0.12722  -0.0657   0.5868   1.0000
   8.750   0.4604   0.13758   0.12646  -0.0637   0.5802   1.0000
   9.000   0.4748   0.13964   0.12850  -0.0640   0.5733   1.0000
   9.250   0.5034   0.14366   0.13248  -0.0654   0.5690   1.0000
   9.500   0.5019   0.14490   0.13372  -0.0648   0.5643   1.0000
   9.750   0.5087   0.14611   0.13493  -0.0647   0.5561   1.0000
<< Back to GOE 382 AIRFOIL (goe382-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 382 AIRFOIL (goe382-il)