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

GOE 384 AIRFOIL (goe384-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 384 AIRFOIL (goe384-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 27.28 at α=2.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe384-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe384-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 384 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750   0.0716   0.11283   0.10777  -0.1079   0.8854   0.1196
 -10.500   0.0436   0.11261   0.10758  -0.1128   0.8737   0.1233
 -10.250   0.0529   0.10861   0.10356  -0.1127   0.8685   0.1245
 -10.000   0.0768   0.10544   0.10038  -0.1111   0.8606   0.1263
  -9.750   0.0899   0.10301   0.09792  -0.1106   0.8540   0.1289
  -9.500   0.0953   0.10070   0.09557  -0.1108   0.8493   0.1327
  -9.250   0.0499   0.10055   0.09551  -0.1188   0.8386   0.1378
  -9.000   0.0852   0.09602   0.09094  -0.1154   0.8353   0.1397
  -8.750   0.1064   0.09349   0.08835  -0.1134   0.8314   0.1430
  -8.500   0.1120   0.09170   0.08660  -0.1141   0.8235   0.1477
  -8.250   0.0368   0.09110   0.08605  -0.1235   0.8143   0.1533
  -8.000   0.1013   0.08624   0.08112  -0.1168   0.8123   0.1559
  -7.750   0.1166   0.08454   0.07943  -0.1154   0.8038   0.1593
  -7.500   0.1169   0.08242   0.07730  -0.1158   0.7977   0.1654
  -7.250   0.0652   0.08011   0.07503  -0.1213   0.7905   0.1710
  -7.000   0.0952   0.07837   0.07333  -0.1169   0.7849   0.1736
  -6.750   0.1093   0.07655   0.07149  -0.1156   0.7802   0.1789
  -6.500   0.0799   0.07323   0.06808  -0.1210   0.7757   0.1892
  -6.250   0.0919   0.07274   0.06770  -0.1167   0.7683   0.1922
  -6.000   0.0920   0.07140   0.06633  -0.1166   0.7625   0.2023
  -5.750   0.1002   0.06840   0.06328  -0.1167   0.7590   0.2107
  -5.500   0.1013   0.06781   0.06272  -0.1143   0.7524   0.2178
  -5.250   0.0873   0.06642   0.06129  -0.1133   0.7447   0.2286
  -5.000   0.0989   0.06405   0.05878  -0.1143   0.7412   0.2464
  -4.750   0.1319   0.06140   0.05616  -0.1131   0.7391   0.2549
  -4.250   0.1122   0.04797   0.04047  -0.1180   0.7229   0.1384
  -4.000   0.0981   0.04850   0.04124  -0.1131   0.7111   0.1402
  -3.750   0.1324   0.04552   0.03788  -0.1140   0.7077   0.1332
  -3.500   0.1731   0.04212   0.03391  -0.1156   0.7056   0.1281
  -3.250   0.2166   0.03967   0.03109  -0.1174   0.7038   0.1294
  -3.000   0.2049   0.04088   0.03226  -0.1124   0.6905   0.1298
  -2.750   0.2499   0.03865   0.02968  -0.1141   0.6883   0.1314
  -2.500   0.2965   0.03656   0.02724  -0.1160   0.6863   0.1336
  -2.250   0.2918   0.03769   0.02832  -0.1118   0.6737   0.1350
  -2.000   0.3350   0.03599   0.02637  -0.1133   0.6708   0.1392
  -1.750   0.3805   0.03414   0.02447  -0.1152   0.6686   0.1440
  -1.500   0.4153   0.03328   0.02350  -0.1157   0.6641   0.1504
  -1.250   0.4228   0.03384   0.02404  -0.1129   0.6530   0.1542
  -1.000   0.4674   0.03219   0.02247  -0.1146   0.6503   0.1635
  -0.750   0.4743   0.03303   0.02329  -0.1118   0.6397   0.1697
  -0.500   0.5067   0.03217   0.02256  -0.1120   0.6345   0.1844
  -0.250   0.5478   0.03087   0.02137  -0.1133   0.6313   0.2117
   0.000   0.5527   0.03172   0.02245  -0.1103   0.6209   0.2447
   0.250   0.6323   0.02884   0.02175  -0.1171   0.6167   1.0000
   0.500   0.6706   0.02838   0.02095  -0.1182   0.6124   1.0000
   0.750   0.7157   0.02783   0.02005  -0.1204   0.6093   1.0000
   1.000   0.6897   0.02995   0.02227  -0.1129   0.5965   1.0000
   1.250   0.7289   0.02957   0.02163  -0.1143   0.5927   1.0000
   1.500   0.7659   0.02941   0.02123  -0.1155   0.5888   1.0000
   1.750   0.7415   0.03164   0.02356  -0.1085   0.5768   1.0000
   2.000   0.7840   0.03109   0.02279  -0.1103   0.5736   1.0000
   2.250   0.8317   0.03049   0.02193  -0.1129   0.5711   1.0000
   2.500   0.7810   0.03412   0.02579  -0.1029   0.5578   1.0000
   2.750   0.8246   0.03354   0.02502  -0.1049   0.5553   1.0000
   3.000   0.8736   0.03279   0.02406  -0.1076   0.5532   1.0000
   3.250   0.7903   0.03834   0.02987  -0.0945   0.5385   1.0000
   3.500   0.8445   0.03702   0.02837  -0.0973   0.5371   1.0000
   3.750   0.9023   0.03579   0.02696  -0.1010   0.5357   1.0000
   4.000   0.7876   0.04491   0.03637  -0.0874   0.5189   1.0000
   4.250   0.8357   0.04341   0.03473  -0.0888   0.5183   1.0000
   4.500   0.8890   0.04175   0.03292  -0.0909   0.5176   1.0000
   7.750   0.5325   0.12425   0.11636  -0.0777   0.4902   1.0000
   8.000   0.5550   0.12626   0.11832  -0.0780   0.4869   1.0000
<< Back to GOE 384 AIRFOIL (goe384-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 384 AIRFOIL (goe384-il)