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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 384 AIRFOIL (goe384-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.9 at α=12.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe384-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe384-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.2231   0.16535   0.15945  -0.0411   0.9758   0.1793
 -11.250  -0.2258   0.16460   0.15871  -0.0439   0.9709   0.1853
 -11.000  -0.2569   0.16764   0.16181  -0.0476   0.9672   0.1873
 -10.750  -0.2082   0.15862   0.15276  -0.0471   0.9619   0.1916
 -10.500  -0.1958   0.15602   0.15015  -0.0482   0.9573   0.1972
 -10.250  -0.2030   0.15567   0.14982  -0.0508   0.9535   0.2039
 -10.000  -0.2428   0.15843   0.15267  -0.0504   0.9497   0.2056
  -9.750  -0.1911   0.15027   0.14447  -0.0505   0.9439   0.2115
  -9.500  -0.1840   0.14842   0.14261  -0.0520   0.9397   0.2199
  -9.250  -0.2209   0.15066   0.14493  -0.0527   0.9365   0.2242
  -9.000  -0.1920   0.14506   0.13934  -0.0515   0.9297   0.2290
  -8.750  -0.1754   0.14241   0.13666  -0.0532   0.9239   0.2382
  -8.500  -0.2164   0.14458   0.13892  -0.0534   0.9203   0.2437
  -8.250  -0.1887   0.13934   0.13368  -0.0521   0.9123   0.2484
  -8.000  -0.1718   0.13676   0.13108  -0.0540   0.9061   0.2592
  -7.750  -0.2250   0.13937   0.13381  -0.0521   0.9030   0.2637
  -7.500  -0.1831   0.13364   0.12806  -0.0510   0.8942   0.2706
  -7.250  -0.1938   0.13305   0.12750  -0.0507   0.8891   0.2816
  -7.000  -0.1875   0.13031   0.12479  -0.0504   0.8829   0.2890
  -6.750  -0.1918   0.12932   0.12384  -0.0476   0.8762   0.2986
  -6.500  -0.2454   0.13096   0.12560  -0.0431   0.8733   0.3035
  -6.250  -0.1991   0.12631   0.12089  -0.0454   0.8642   0.3204
  -6.000  -0.2553   0.12778   0.12251  -0.0390   0.8604   0.3237
  -5.750  -0.2162   0.12370   0.11839  -0.0411   0.8517   0.3416
  -5.500  -0.2506   0.12316   0.11794  -0.0373   0.8471   0.3484
  -5.250  -0.2402   0.12149   0.11629  -0.0343   0.8384   0.3605
  -5.000  -0.2226   0.11872   0.11351  -0.0355   0.8312   0.3809
  -4.750  -0.4482   0.12861   0.12408  -0.0073   0.9439   0.3284
  -4.500  -0.4470   0.12704   0.12251  -0.0098   0.9368   0.3474
  -4.250  -0.4293   0.12504   0.12054  -0.0067   0.9253   0.3620
  -4.000  -0.4190   0.12335   0.11885  -0.0062   0.9200   0.3788
  -3.750  -0.4281   0.12106   0.11661  -0.0041   0.9110   0.3942
  -3.500  -0.4082   0.11984   0.11538  -0.0045   0.9035   0.4198
  -3.250  -0.4221   0.11770   0.11329  -0.0006   0.8959   0.4366
  -3.000  -0.2128   0.10813   0.10320  -0.0102   0.7760   0.5841
  -2.750  -0.3681   0.12258   0.11854   0.0014   0.8527   0.4692
  -1.750  -0.2200   0.08853   0.08147  -0.0695   0.8513   0.2199
  -1.500  -0.1817   0.08698   0.07905  -0.0746   0.8479   0.2046
  -1.250  -0.1722   0.08548   0.07744  -0.0738   0.8382   0.2027
  -1.000  -0.1274   0.08546   0.07701  -0.0783   0.8318   0.1983
  -0.750  -0.1180   0.08483   0.07612  -0.0774   0.8258   0.1963
  -0.500  -0.0905   0.08480   0.07577  -0.0789   0.8167   0.1972
  -0.250  -0.0457   0.08647   0.07701  -0.0829   0.8123   0.1996
   0.000  -0.0492   0.08566   0.07607  -0.0800   0.8048   0.2000
   0.250  -0.0164   0.08652   0.07659  -0.0819   0.7968   0.2020
   0.500   0.0207   0.08861   0.07837  -0.0846   0.7928   0.2072
   0.750   0.0187   0.08779   0.07756  -0.0818   0.7823   0.2099
   1.000   0.0539   0.08959   0.07923  -0.0840   0.7769   0.2166
   1.250   0.0642   0.09047   0.07998  -0.0829   0.7716   0.2214
   1.500   0.0827   0.09110   0.08058  -0.0826   0.7618   0.2293
   1.750   0.1265   0.09416   0.08346  -0.0856   0.7572   0.2449
   2.000   0.1186   0.09353   0.08291  -0.0823   0.7474   0.2500
   2.250   0.1500   0.09542   0.08486  -0.0838   0.7413   0.2729
   2.500   0.1812   0.09793   0.08759  -0.0855   0.7379   0.3128
   2.750   0.1800   0.09730   0.08733  -0.0832   0.7272   0.3563
   3.000   0.2081   0.09731   0.08892  -0.0818   0.7220   1.0000
   3.250   0.2068   0.09799   0.08937  -0.0795   0.7137   1.0000
   3.500   0.2312   0.10020   0.09123  -0.0802   0.7061   1.0000
   3.750   0.2695   0.10443   0.09510  -0.0829   0.7026   1.0000
   4.000   0.2541   0.10364   0.09427  -0.0792   0.6925   1.0000
   4.250   0.2837   0.10652   0.09690  -0.0806   0.6866   1.0000
   4.500   0.2909   0.10831   0.09856  -0.0799   0.6812   1.0000
   4.750   0.3023   0.10961   0.09973  -0.0793   0.6717   1.0000
   5.000   0.3334   0.11302   0.10294  -0.0810   0.6674   1.0000
   5.250   0.3328   0.11425   0.10411  -0.0796   0.6624   1.0000
   5.500   0.3436   0.11564   0.10540  -0.0791   0.6537   1.0000
   5.750   0.3741   0.11904   0.10864  -0.0807   0.6489   1.0000
   6.000   0.3766   0.12064   0.11017  -0.0797   0.6442   1.0000
   6.250   0.3836   0.12177   0.11123  -0.0789   0.6356   1.0000
   6.500   0.4085   0.12474   0.11410  -0.0800   0.6310   1.0000
   6.750   0.4443   0.12975   0.11898  -0.0824   0.6284   1.0000
   7.000   0.4211   0.12814   0.11739  -0.0790   0.6200   1.0000
   7.250   0.4407   0.13053   0.11969  -0.0795   0.6137   1.0000
   7.500   0.4721   0.13471   0.12378  -0.0812   0.6101   1.0000
   7.750   0.4683   0.13574   0.12479  -0.0801   0.6062   1.0000
   8.000   0.4724   0.13665   0.12568  -0.0794   0.5982   1.0000
   8.250   0.4955   0.13963   0.12859  -0.0803   0.5930   1.0000
   8.500   0.5308   0.14504   0.13393  -0.0825   0.5901   1.0000
   8.750   0.5096   0.14340   0.13231  -0.0800   0.5832   1.0000
   9.000   0.5243   0.14550   0.13438  -0.0803   0.5768   1.0000
   9.250   0.5516   0.14939   0.13823  -0.0816   0.5726   1.0000
   9.500   0.5596   0.15192   0.14073  -0.0818   0.5692   1.0000
   9.750   0.5577   0.15196   0.14078  -0.0810   0.5606   1.0000
  10.000   0.5797   0.15509   0.14389  -0.0819   0.5555   1.0000
  10.250   0.6152   0.16136   0.15013  -0.0840   0.5526   1.0000
  10.500   0.5927   0.15866   0.14746  -0.0821   0.5442   1.0000
  10.750   0.6126   0.16153   0.15032  -0.0829   0.5381   1.0000
  11.000   0.6464   0.16762   0.15639  -0.0847   0.5349   1.0000
  11.250   0.6276   0.16539   0.15419  -0.0834   0.5265   1.0000
  11.500   0.6485   0.16847   0.15728  -0.0843   0.5203   1.0000
  11.750   0.6754   0.17396   0.16276  -0.0857   0.5171   1.0000
  12.000   0.6625   0.17216   0.16100  -0.0850   0.5077   1.0000
  12.250   0.6874   0.17610   0.16495  -0.0861   0.5021   1.0000
<< Back to GOE 384 AIRFOIL (goe384-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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