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

GOE 386 AIRFOIL (goe386-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 386 AIRFOIL (goe386-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.44 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe386-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe386-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 386 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.2271   0.15488   0.14833  -0.0240   1.0000   0.2354
 -11.000  -0.2531   0.15684   0.15045  -0.0206   1.0000   0.2385
 -10.750  -0.2913   0.16021   0.15397  -0.0182   1.0000   0.2411
 -10.500  -0.2598   0.15414   0.14788  -0.0239   0.9930   0.2447
 -10.250  -0.2176   0.14866   0.14235  -0.0290   0.9846   0.2511
 -10.000  -0.2074   0.14664   0.14030  -0.0350   0.9775   0.2600
  -9.750  -0.2106   0.14451   0.13820  -0.0395   0.9677   0.2636
  -9.500  -0.1530   0.13760   0.13121  -0.0441   0.9614   0.2707
  -9.250  -0.1491   0.13609   0.12970  -0.0471   0.9514   0.2805
  -9.000  -0.1424   0.13301   0.12663  -0.0516   0.9453   0.2859
  -8.750  -0.1090   0.12882   0.12242  -0.0531   0.9355   0.2921
  -8.500  -0.1093   0.12772   0.12131  -0.0571   0.9292   0.3037
  -8.250  -0.1256   0.12669   0.12035  -0.0565   0.9182   0.3070
  -8.000  -0.0658   0.12054   0.11412  -0.0606   0.9129   0.3164
  -7.750  -0.0953   0.12184   0.11547  -0.0593   0.9034   0.3266
  -7.500  -0.0803   0.11829   0.11195  -0.0599   0.8963   0.3319
  -7.250  -0.0453   0.11474   0.10835  -0.0630   0.8917   0.3437
  -7.000  -0.1093   0.11847   0.11220  -0.0564   0.8819   0.3503
  -6.750  -0.0766   0.11374   0.10746  -0.0578   0.8759   0.3558
  -6.500  -0.0509   0.11097   0.10466  -0.0601   0.8711   0.3688
  -6.250  -0.1305   0.11526   0.10911  -0.0508   0.8636   0.3739
  -6.000  -0.1019   0.11137   0.10523  -0.0507   0.8584   0.3795
  -5.750  -0.0909   0.10988   0.10375  -0.0499   0.8534   0.3922
  -5.500  -0.0881   0.10773   0.10161  -0.0500   0.8494   0.4042
  -5.250  -0.1015   0.10779   0.10174  -0.0451   0.8442   0.4108
  -5.000  -0.1544   0.10960   0.10368  -0.0370   0.8410   0.4187
  -4.750  -0.2384   0.11169   0.10593  -0.0277   0.8404   0.4233
  -4.500  -0.3410   0.08321   0.07623  -0.0601   0.8509   0.2223
  -4.250  -0.3219   0.08047   0.07339  -0.0616   0.8473   0.2205
  -4.000  -0.3189   0.07821   0.07101  -0.0612   0.8462   0.2183
  -3.750  -0.5337   0.08481   0.07843  -0.0237   0.9925   0.2220
  -3.500  -0.5131   0.08196   0.07550  -0.0259   0.9877   0.2197
  -3.250  -0.4767   0.07848   0.07172  -0.0324   0.9790   0.2166
  -3.000  -0.4513   0.07456   0.06741  -0.0367   0.9721   0.2133
  -2.750  -0.4049   0.07232   0.06465  -0.0440   0.9626   0.2133
  -2.500  -0.3820   0.07028   0.06228  -0.0460   0.9521   0.2157
  -2.250  -0.3439   0.06939   0.06091  -0.0505   0.9444   0.2187
  -2.000  -0.3003   0.06857   0.05942  -0.0555   0.9298   0.2229
  -1.750  -0.2853   0.06812   0.05910  -0.0552   0.9200   0.2269
  -1.500  -0.2394   0.06947   0.06029  -0.0597   0.9086   0.2349
  -1.250  -0.2149   0.06883   0.05924  -0.0608   0.8936   0.2412
  -1.000  -0.1920   0.06946   0.05994  -0.0617   0.8853   0.2485
  -0.750  -0.0010   0.06486   0.05496  -0.0755   0.7459   0.3120
  -0.500  -0.0019   0.06560   0.05568  -0.0732   0.7376   0.3301
  -0.250   0.0560   0.06519   0.05548  -0.0758   0.7238   0.3857
   0.000   0.0419   0.06662   0.05688  -0.0726   0.7163   0.3973
   0.250   0.0981   0.06658   0.05691  -0.0749   0.7027   0.4463
   0.500   0.0825   0.06822   0.05872  -0.0717   0.6946   0.4552
   0.750   0.1379   0.06820   0.05884  -0.0737   0.6816   0.5085
   1.000   0.1214   0.07037   0.06107  -0.0711   0.6753   0.5205
   1.250   0.1437   0.07121   0.06217  -0.0708   0.6660   0.5627
   1.500   0.1602   0.07213   0.06348  -0.0696   0.6564   0.6195
   1.750   0.1572   0.07366   0.06558  -0.0670   0.6533   0.6916
   2.000   0.1622   0.07534   0.06789  -0.0660   0.6553   1.0000
   2.250   0.1810   0.07841   0.07051  -0.0682   0.6586   1.0000
   2.500   0.1016   0.08367   0.07629  -0.0649   0.7324   1.0000
   2.750   0.1464   0.08733   0.07939  -0.0689   0.7252   1.0000
   3.000   0.1375   0.08780   0.07974  -0.0662   0.7153   1.0000
   3.250   0.1721   0.09062   0.08224  -0.0682   0.7057   1.0000
   3.500   0.1745   0.09213   0.08361  -0.0670   0.6978   1.0000
   3.750   0.1947   0.09404   0.08533  -0.0673   0.6872   1.0000
   4.000   0.2384   0.09852   0.08956  -0.0706   0.6826   1.0000
   4.250   0.2168   0.09788   0.08889  -0.0666   0.6714   1.0000
   4.500   0.2491   0.10087   0.09169  -0.0683   0.6638   1.0000
   4.750   0.2588   0.10324   0.09395  -0.0680   0.6585   1.0000
   5.000   0.2635   0.10418   0.09481  -0.0668   0.6470   1.0000
   5.250   0.2961   0.10763   0.09811  -0.0686   0.6418   1.0000
   5.500   0.3002   0.10974   0.10014  -0.0679   0.6372   1.0000
   5.750   0.3034   0.11059   0.10093  -0.0666   0.6259   1.0000
   6.000   0.3370   0.11418   0.10438  -0.0684   0.6203   1.0000
   6.250   0.3439   0.11664   0.10677  -0.0681   0.6162   1.0000
   6.500   0.3403   0.11709   0.10718  -0.0665   0.6060   1.0000
   6.750   0.3659   0.12006   0.11006  -0.0675   0.6003   1.0000
   7.000   0.4069   0.12547   0.11536  -0.0701   0.5970   1.0000
   7.250   0.3772   0.12384   0.11374  -0.0666   0.5876   1.0000
   7.500   0.3964   0.12626   0.11610  -0.0670   0.5806   1.0000
   7.750   0.4274   0.13035   0.12011  -0.0686   0.5767   1.0000
   8.000   0.4331   0.13289   0.12260  -0.0684   0.5734   1.0000
   8.250   0.4257   0.13277   0.12248  -0.0670   0.5635   1.0000
   8.500   0.4494   0.13579   0.12544  -0.0678   0.5576   1.0000
   8.750   0.4862   0.14127   0.13086  -0.0698   0.5544   1.0000
   9.000   0.4634   0.14019   0.12979  -0.0678   0.5483   1.0000
   9.250   0.4744   0.14199   0.13156  -0.0678   0.5404   1.0000
<< Back to GOE 386 AIRFOIL (goe386-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 386 AIRFOIL (goe386-il)