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

GOE 387 AIRFOIL (goe387-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 387 AIRFOIL (goe387-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.08 at α=3.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe387-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe387-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 387 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.2622   0.13277   0.12653  -0.0259   1.0000   0.1953
  -9.500  -0.2779   0.13279   0.12665  -0.0235   1.0000   0.1992
  -9.250  -0.3055   0.13428   0.12828  -0.0217   1.0000   0.2021
  -9.000  -0.3415   0.13659   0.13073  -0.0202   1.0000   0.2031
  -8.750  -0.3175   0.13050   0.12467  -0.0179   1.0000   0.2064
  -8.500  -0.3152   0.12842   0.12264  -0.0157   1.0000   0.2105
  -8.250  -0.3242   0.12745   0.12174  -0.0139   1.0000   0.2153
  -8.000  -0.3483   0.12792   0.12231  -0.0126   1.0000   0.2196
  -7.750  -0.3892   0.12985   0.12438  -0.0113   1.0000   0.2213
  -7.500  -0.3620   0.12405   0.11858  -0.0095   1.0000   0.2253
  -7.250  -0.3600   0.12205   0.11663  -0.0076   1.0000   0.2306
  -7.000  -0.3769   0.12143   0.11609  -0.0059   1.0000   0.2362
  -6.750  -0.4198   0.12279   0.11757  -0.0051   0.9986   0.2394
  -6.500  -0.3629   0.11607   0.11078  -0.0085   0.9919   0.2504
  -6.250  -0.3939   0.11642   0.11121  -0.0093   0.9856   0.2576
  -6.000  -0.3530   0.11122   0.10599  -0.0118   0.9790   0.2679
  -5.750  -0.3848   0.11139   0.10623  -0.0122   0.9727   0.2765
  -5.500  -0.3545   0.10701   0.10185  -0.0128   0.9657   0.2856
  -5.250  -0.3894   0.10730   0.10219  -0.0151   0.9599   0.2966
  -5.000  -0.3479   0.10248   0.09737  -0.0141   0.9522   0.3072
  -4.750  -0.3638   0.10084   0.09577  -0.0150   0.9459   0.3186
  -4.500  -0.3640   0.09927   0.09420  -0.0177   0.9394   0.3358
  -4.250  -0.3404   0.09580   0.09078  -0.0142   0.9311   0.3455
  -3.750  -0.3335   0.09144   0.08647  -0.0134   0.9168   0.3793
  -3.500  -0.3179   0.08911   0.08414  -0.0134   0.9088   0.4027
  -3.250  -0.3188   0.08744   0.08251  -0.0111   0.9011   0.4244
  -3.000  -0.3118   0.08534   0.08045  -0.0089   0.8931   0.4542
  -2.500  -0.2049   0.06584   0.05861  -0.0581   0.8789   0.1860
  -2.250  -0.1653   0.06226   0.05470  -0.0615   0.8693   0.1717
  -2.000  -0.1482   0.06025   0.05229  -0.0612   0.8601   0.1631
  -1.750  -0.1053   0.05752   0.04845  -0.0641   0.8505   0.1510
  -1.500  -0.0882   0.05642   0.04716  -0.0632   0.8404   0.1495
  -1.250  -0.0567   0.05534   0.04577  -0.0641   0.8297   0.1483
  -1.000  -0.0294   0.05454   0.04465  -0.0643   0.8196   0.1482
  -0.750  -0.0059   0.05421   0.04397  -0.0639   0.8089   0.1497
  -0.500   0.0367   0.05357   0.04317  -0.0660   0.7983   0.1549
  -0.250   0.0461   0.05375   0.04327  -0.0642   0.7879   0.1577
   0.000   0.0925   0.05350   0.04274  -0.0663   0.7775   0.1650
   0.250   0.1028   0.05387   0.04300  -0.0646   0.7671   0.1691
   0.500   0.1419   0.05407   0.04313  -0.0664   0.7568   0.1837
   0.750   0.1664   0.05443   0.04354  -0.0666   0.7468   0.2039
   1.000   0.1960   0.05440   0.04402  -0.0674   0.7370   0.2732
   1.250   0.2728   0.05277   0.04416  -0.0752   0.7263   1.0000
   1.500   0.2776   0.05430   0.04548  -0.0733   0.7173   1.0000
   1.750   0.3061   0.05544   0.04629  -0.0738   0.7085   1.0000
   2.000   0.3123   0.05708   0.04777  -0.0722   0.7003   1.0000
   2.250   0.3239   0.05871   0.04922  -0.0714   0.6937   1.0000
   2.500   0.3557   0.06003   0.05029  -0.0722   0.6864   1.0000
   2.750   0.3478   0.06214   0.05233  -0.0699   0.6810   1.0000
   3.000   0.3589   0.06395   0.05401  -0.0693   0.6761   1.0000
   3.250   0.3978   0.06538   0.05521  -0.0707   0.6694   1.0000
   3.500   0.3958   0.06783   0.05760  -0.0694   0.6686   1.0000
   3.750   0.3989   0.07023   0.05993  -0.0686   0.6684   1.0000
   4.000   0.4104   0.07271   0.06233  -0.0687   0.6694   1.0000
   4.250   0.3021   0.07833   0.06834  -0.0637   0.7697   1.0000
   4.500   0.3342   0.08123   0.07107  -0.0656   0.7618   1.0000
   4.750   0.3349   0.08232   0.07209  -0.0639   0.7547   1.0000
   5.000   0.3563   0.08442   0.07408  -0.0645   0.7457   1.0000
   5.250   0.3813   0.08760   0.07715  -0.0658   0.7413   1.0000
   5.500   0.3809   0.08807   0.07758  -0.0637   0.7301   1.0000
   5.750   0.4214   0.09235   0.08174  -0.0667   0.7239   1.0000
   6.000   0.4090   0.09208   0.08147  -0.0635   0.7132   1.0000
   6.250   0.4490   0.09626   0.08555  -0.0662   0.7061   1.0000
   6.500   0.4397   0.09628   0.08556  -0.0635   0.6941   1.0000
   6.750   0.4697   0.09991   0.08913  -0.0651   0.6869   1.0000
   7.000   0.4768   0.10095   0.09015  -0.0641   0.6729   1.0000
   7.250   0.4814   0.10272   0.09191  -0.0632   0.6625   1.0000
   7.500   0.5234   0.10696   0.09610  -0.0656   0.6522   1.0000
   7.750   0.5116   0.10722   0.09638  -0.0632   0.6397   1.0000
   8.000   0.5303   0.11036   0.09949  -0.0638   0.6317   1.0000
   8.250   0.5463   0.11252   0.10165  -0.0639   0.6187   1.0000
   8.500   0.5454   0.11443   0.10358  -0.0630   0.6086   1.0000
   8.750   0.5871   0.11903   0.10817  -0.0651   0.5987   1.0000
   9.000   0.5702   0.11946   0.10862  -0.0631   0.5870   1.0000
   9.250   0.6043   0.12418   0.11334  -0.0649   0.5806   1.0000
   9.500   0.5906   0.12475   0.11393  -0.0633   0.5691   1.0000
   9.750   0.6188   0.12912   0.11831  -0.0646   0.5627   1.0000
  10.000   0.6124   0.13008   0.11929  -0.0636   0.5509   1.0000
  10.250   0.6427   0.13484   0.12405  -0.0650   0.5458   1.0000
  10.500   0.6270   0.13531   0.12455  -0.0638   0.5364   1.0000
  10.750   0.6542   0.13933   0.12859  -0.0649   0.5302   1.0000
<< Back to GOE 387 AIRFOIL (goe387-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 387 AIRFOIL (goe387-il)