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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 384 AIRFOIL (goe384-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 11.69 at α=1.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe384-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe384-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250   0.0340   0.12561   0.11844  -0.0984   0.8875   0.1457
 -11.000   0.0209   0.12488   0.11774  -0.1004   0.8763   0.1498
 -10.750   0.0171   0.12261   0.11549  -0.1028   0.8690   0.1509
 -10.500   0.0415   0.11838   0.11121  -0.1018   0.8605   0.1528
 -10.250   0.0561   0.11540   0.10820  -0.1020   0.8530   0.1555
 -10.000   0.0649   0.11284   0.10561  -0.1027   0.8464   0.1588
  -9.750   0.0521   0.11191   0.10472  -0.1041   0.8366   0.1651
  -9.500   0.0382   0.11010   0.10294  -0.1066   0.8302   0.1666
  -9.250   0.0721   0.10618   0.09897  -0.1045   0.8241   0.1706
  -9.000   0.0806   0.10401   0.09680  -0.1044   0.8171   0.1747
  -8.750   0.0648   0.09685   0.08949  -0.1103   0.8117   0.1171
  -8.250   0.0183   0.08775   0.08038  -0.1163   0.7953   0.0984
  -8.000   0.0269   0.08504   0.07762  -0.1165   0.7913   0.0974
  -7.750   0.0126   0.08370   0.07635  -0.1151   0.7820   0.0967
  -7.500   0.0063   0.08050   0.07310  -0.1161   0.7766   0.0961
  -7.250  -0.0031   0.07744   0.06997  -0.1166   0.7709   0.0957
  -7.000  -0.0201   0.07549   0.06799  -0.1150   0.7623   0.0954
  -6.750  -0.0236   0.07186   0.06420  -0.1157   0.7575   0.0953
  -6.500  -0.0367   0.06985   0.06207  -0.1135   0.7490   0.0951
  -6.250  -0.0392   0.06689   0.05890  -0.1128   0.7423   0.0950
  -6.000  -0.0284   0.06304   0.05472  -0.1137   0.7384   0.0947
  -5.750  -0.0397   0.06192   0.05345  -0.1101   0.7282   0.0946
  -5.500  -0.0265   0.05889   0.05006  -0.1102   0.7233   0.0948
  -5.250  -0.0042   0.05563   0.04632  -0.1112   0.7202   0.0963
  -5.000  -0.0135   0.05526   0.04573  -0.1072   0.7097   0.0970
  -4.750   0.0079   0.05270   0.04255  -0.1074   0.7055   0.0985
  -4.500   0.0397   0.05058   0.04028  -0.1084   0.7027   0.0999
  -4.250   0.0349   0.05077   0.04037  -0.1046   0.6925   0.1003
  -4.000   0.0626   0.04919   0.03855  -0.1049   0.6882   0.1020
  -3.750   0.0973   0.04742   0.03646  -0.1060   0.6854   0.1051
  -3.500   0.0949   0.04781   0.03669  -0.1024   0.6751   0.1065
  -3.250   0.1248   0.04650   0.03493  -0.1027   0.6707   0.1091
  -3.000   0.1621   0.04492   0.03316  -0.1038   0.6678   0.1115
  -2.750   0.1619   0.04551   0.03375  -0.1005   0.6576   0.1131
  -2.500   0.1909   0.04469   0.03278  -0.1006   0.6526   0.1171
  -2.250   0.2300   0.04348   0.03124  -0.1017   0.6497   0.1216
  -2.000   0.2312   0.04418   0.03194  -0.0985   0.6395   0.1232
  -1.750   0.2582   0.04361   0.03136  -0.0983   0.6340   0.1274
  -1.500   0.2975   0.04261   0.03016  -0.0993   0.6310   0.1344
  -1.250   0.2981   0.04359   0.03115  -0.0961   0.6206   0.1373
  -1.000   0.3234   0.04331   0.03084  -0.0957   0.6148   0.1430
  -0.750   0.3615   0.04241   0.02984  -0.0966   0.6117   0.1531
  -0.500   0.3578   0.04393   0.03141  -0.0934   0.6001   0.1578
  -0.250   0.3846   0.04366   0.03111  -0.0931   0.5948   0.1696
   0.250   0.4573   0.04179   0.02956  -0.0949   0.5889   0.2440
   0.750   0.4650   0.04205   0.03198  -0.0884   0.5725   0.7179
   1.250   0.4911   0.04461   0.03441  -0.0864   0.5551   1.0000
   1.500   0.5212   0.04459   0.03407  -0.0864   0.5519   1.0000
   2.000   0.5349   0.04782   0.03700  -0.0832   0.5360   1.0000
   2.500   0.5443   0.05180   0.04075  -0.0805   0.5198   1.0000
   3.000   0.5522   0.05636   0.04512  -0.0783   0.5046   1.0000
   3.250   0.5820   0.05624   0.04481  -0.0781   0.5025   1.0000
   3.750   0.5867   0.06131   0.04975  -0.0761   0.4877   1.0000
   4.000   0.6150   0.06141   0.04967  -0.0760   0.4858   1.0000
   4.250   0.5892   0.06690   0.05523  -0.0744   0.4742   1.0000
   4.500   0.6144   0.06730   0.05548  -0.0742   0.4716   1.0000
   4.750   0.6425   0.06739   0.05544  -0.0740   0.4697   1.0000
   5.000   0.6126   0.07356   0.06169  -0.0727   0.4586   1.0000
   5.250   0.6336   0.07449   0.06252  -0.0725   0.4558   1.0000
   5.500   0.6597   0.07486   0.06278  -0.0723   0.4538   1.0000
   5.750   0.6335   0.08077   0.06876  -0.0713   0.4439   1.0000
   6.000   0.6493   0.08225   0.07018  -0.0710   0.4403   1.0000
   6.250   0.6708   0.08317   0.07102  -0.0708   0.4380   1.0000
   6.500   0.6954   0.08380   0.07156  -0.0707   0.4363   1.0000
   6.750   0.6606   0.09089   0.07877  -0.0700   0.4265   1.0000
   7.000   0.6765   0.09243   0.08025  -0.0698   0.4231   1.0000
   7.250   0.6976   0.09339   0.08116  -0.0696   0.4206   1.0000
   7.500   0.7217   0.09409   0.08179  -0.0694   0.4189   1.0000
   7.750   0.6861   0.10152   0.08935  -0.0692   0.4103   1.0000
   8.000   0.6970   0.10363   0.09144  -0.0691   0.4065   1.0000
   8.250   0.7158   0.10490   0.09268  -0.0690   0.4038   1.0000
   8.500   0.7386   0.10577   0.09350  -0.0688   0.4018   1.0000
   8.750   0.7176   0.11161   0.09942  -0.0690   0.3957   1.0000
   9.000   0.7190   0.11482   0.10266  -0.0690   0.3910   1.0000
   9.250   0.7329   0.11664   0.10447  -0.0690   0.3877   1.0000
   9.500   0.7526   0.11786   0.10567  -0.0689   0.3852   1.0000
   9.750   0.7755   0.11878   0.10657  -0.0688   0.3833   1.0000
  10.000   0.7488   0.12508   0.11298  -0.0694   0.3762   1.0000
  10.250   0.7561   0.12757   0.11548  -0.0696   0.3719   1.0000
<< Back to GOE 384 AIRFOIL (goe384-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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