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

GOE 383 AIRFOIL (goe383-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 383 AIRFOIL (goe383-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.62 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe383-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe383-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 383 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.2672   0.14115   0.13508  -0.0338   0.9721   0.2843
  -9.250  -0.2191   0.13580   0.12966  -0.0374   0.9667   0.2923
  -9.000  -0.2466   0.13636   0.13028  -0.0378   0.9599   0.3029
  -8.750  -0.2156   0.13107   0.12498  -0.0408   0.9540   0.3083
  -8.500  -0.1923   0.12801   0.12189  -0.0424   0.9476   0.3172
  -8.000  -0.1655   0.12216   0.11606  -0.0470   0.9354   0.3378
  -7.750  -0.2185   0.12419   0.11820  -0.0427   0.9271   0.3481
  -7.500  -0.1601   0.11792   0.11188  -0.0471   0.9209   0.3574
  -7.250  -0.1949   0.11877   0.11282  -0.0439   0.9136   0.3703
  -7.000  -0.1722   0.11475   0.10880  -0.0450   0.9064   0.3766
  -6.750  -0.1418   0.11116   0.10516  -0.0488   0.9010   0.3874
  -6.500  -0.1988   0.11251   0.10667  -0.0412   0.8928   0.3968
  -6.250  -0.4482   0.08630   0.07982  -0.0563   0.8999   0.1871
  -6.000  -0.4762   0.07917   0.07221  -0.0560   0.8970   0.1741
  -5.750  -0.4723   0.07608   0.06890  -0.0554   0.8912   0.1711
  -5.500  -0.4525   0.07249   0.06505  -0.0573   0.8846   0.1689
  -5.250  -0.4410   0.06931   0.06153  -0.0576   0.8786   0.1665
  -5.000  -0.4334   0.06637   0.05816  -0.0571   0.8727   0.1641
  -4.750  -0.4064   0.06341   0.05463  -0.0590   0.8657   0.1625
  -4.500  -0.3848   0.06162   0.05244  -0.0595   0.8584   0.1626
  -4.250  -0.3705   0.06053   0.05112  -0.0587   0.8520   0.1640
  -4.000  -0.3285   0.05929   0.04946  -0.0617   0.8435   0.1686
  -3.750  -0.3176   0.05867   0.04852  -0.0602   0.8365   0.1713
  -3.500  -0.2983   0.05802   0.04767  -0.0599   0.8298   0.1746
  -3.250  -0.2472   0.05746   0.04703  -0.0635   0.8209   0.1821
  -3.000  -0.2470   0.05751   0.04695  -0.0607   0.8159   0.1859
  -2.750  -0.2310   0.05745   0.04688  -0.0599   0.8099   0.1929
  -2.500  -0.1754   0.05724   0.04670  -0.0636   0.7998   0.2116
  -2.250  -0.1753   0.05771   0.04714  -0.0610   0.7967   0.2211
  -2.000  -0.1660   0.05815   0.04774  -0.0596   0.7945   0.2372
  -1.750  -0.1534   0.05851   0.04829  -0.0585   0.7923   0.2660
  -1.500  -0.1389   0.05850   0.04876  -0.0577   0.7909   0.3327
  -1.250  -0.0930   0.05730   0.04929  -0.0580   0.7778   0.5682
  -0.500   0.0005   0.06353   0.05653  -0.0591   0.7764   1.0000
   0.000  -0.1306   0.06418   0.05742  -0.0427   0.8780   1.0000
   0.250  -0.1063   0.06541   0.05823  -0.0442   0.8662   1.0000
   0.500  -0.0814   0.06756   0.06002  -0.0458   0.8607   1.0000
   0.750  -0.0696   0.06793   0.06016  -0.0450   0.8483   1.0000
   1.000  -0.0290   0.07143   0.06331  -0.0488   0.8425   1.0000
   1.250  -0.0326   0.07081   0.06256  -0.0457   0.8307   1.0000
   1.500   0.0048   0.07377   0.06523  -0.0488   0.8230   1.0000
   1.750   0.0068   0.07415   0.06548  -0.0467   0.8141   1.0000
   2.000   0.0343   0.07617   0.06729  -0.0482   0.8043   1.0000
   2.250   0.0639   0.07931   0.07023  -0.0502   0.7991   1.0000
   2.500   0.0668   0.07914   0.06996  -0.0481   0.7853   1.0000
   2.750   0.1086   0.08311   0.07372  -0.0517   0.7795   1.0000
   3.000   0.0995   0.08246   0.07301  -0.0481   0.7674   1.0000
   3.250   0.1355   0.08557   0.07595  -0.0507   0.7593   1.0000
   3.500   0.1359   0.08629   0.07660  -0.0487   0.7501   1.0000
   3.750   0.1621   0.08847   0.07865  -0.0499   0.7397   1.0000
   4.000   0.1913   0.09205   0.08210  -0.0518   0.7344   1.0000
   4.250   0.1907   0.09186   0.08186  -0.0495   0.7201   1.0000
   4.500   0.2362   0.09664   0.08650  -0.0533   0.7143   1.0000
   4.750   0.2192   0.09556   0.08541  -0.0493   0.7011   1.0000
   5.000   0.2593   0.09949   0.08922  -0.0521   0.6937   1.0000
   5.250   0.2491   0.09962   0.08934  -0.0494   0.6827   1.0000
   5.500   0.2804   0.10262   0.09225  -0.0511   0.6736   1.0000
   5.750   0.2837   0.10436   0.09396  -0.0501   0.6659   1.0000
   6.000   0.3008   0.10617   0.09572  -0.0503   0.6542   1.0000
   6.250   0.3506   0.11210   0.10155  -0.0541   0.6491   1.0000
   6.500   0.3221   0.11020   0.09967  -0.0498   0.6360   1.0000
   6.750   0.3580   0.11417   0.10358  -0.0520   0.6292   1.0000
   7.000   0.3483   0.11501   0.10442  -0.0501   0.6209   1.0000
   7.250   0.3681   0.11734   0.10670  -0.0506   0.6108   1.0000
   7.500   0.4131   0.12317   0.11248  -0.0538   0.6063   1.0000
   7.750   0.3834   0.12162   0.11095  -0.0503   0.5959   1.0000
   8.000   0.4095   0.12474   0.11403  -0.0514   0.5883   1.0000
   8.250   0.4408   0.12987   0.11911  -0.0534   0.5845   1.0000
   8.500   0.4190   0.12865   0.11792  -0.0508   0.5739   1.0000
   8.750   0.4438   0.13188   0.12113  -0.0519   0.5676   1.0000
   9.000   0.4800   0.13771   0.12691  -0.0542   0.5642   1.0000
   9.250   0.4529   0.13576   0.12499  -0.0516   0.5542   1.0000
   9.500   0.4754   0.13883   0.12805  -0.0525   0.5479   1.0000
   9.750   0.5111   0.14453   0.13373  -0.0546   0.5448   1.0000
  10.000   0.4866   0.14310   0.13232  -0.0527   0.5375   1.0000
  10.250   0.5024   0.14549   0.13470  -0.0532   0.5303   1.0000
  10.500   0.5331   0.15013   0.13933  -0.0547   0.5262   1.0000
  10.750   0.5255   0.15092   0.14012  -0.0542   0.5217   1.0000
  11.000   0.5313   0.15230   0.14152  -0.0543   0.5141   1.0000
  11.250   0.5522   0.15552   0.14473  -0.0552   0.5094   1.0000
  11.500   0.5844   0.16129   0.15052  -0.0570   0.5066   1.0000
  11.750   0.5642   0.15956   0.14879  -0.0560   0.5001   1.0000
  12.000   0.5778   0.16176   0.15101  -0.0566   0.4936   1.0000
<< Back to GOE 383 AIRFOIL (goe383-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 383 AIRFOIL (goe383-il)