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

GOE 388 AIRFOIL (goe388-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 388 AIRFOIL (goe388-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 37.55 at α=3.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe388-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe388-il-100000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 388 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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.2313   0.10231   0.09689  -0.0470   0.7441   0.0575
  -8.750  -0.2260   0.09979   0.09429  -0.0486   0.7273   0.0607
  -8.500  -0.2282   0.09853   0.09309  -0.0549   0.7263   0.0640
  -8.250  -0.1632   0.08622   0.08097  -0.0637   0.7013   0.0653
  -8.000  -0.1472   0.08114   0.07583  -0.0607   0.6892   0.0668
  -7.750  -0.1361   0.07779   0.07246  -0.0600   0.6813   0.0681
  -7.500  -0.1280   0.07472   0.06936  -0.0603   0.6693   0.0696
  -7.250  -0.1218   0.07171   0.06633  -0.0611   0.6558   0.0712
  -7.000  -0.1170   0.06874   0.06335  -0.0622   0.6439   0.0731
  -6.750  -0.1119   0.06565   0.06027  -0.0650   0.6341   0.0771
  -6.500  -0.1007   0.06139   0.05582  -0.0822   0.6218   0.0817
  -6.250  -0.0941   0.05656   0.05105  -0.0796   0.6062   0.0831
  -6.000  -0.0838   0.05375   0.04805  -0.0776   0.5631   0.0845
  -5.750  -0.0721   0.05103   0.04505  -0.0778   0.5197   0.0861
  -5.250  -0.0440   0.05091   0.04388  -0.0966   0.4941   0.0668
  -5.000  -0.0397   0.05238   0.04399  -0.0935   0.1299   0.0700
  -4.500   0.0159   0.04291   0.03381  -0.1014   0.1148   0.0557
  -4.250   0.0421   0.04016   0.03080  -0.1034   0.1136   0.0569
  -4.000   0.0700   0.03676   0.02699  -0.1054   0.1128   0.0556
  -3.750   0.0993   0.03322   0.02288  -0.1072   0.1123   0.0536
  -3.500   0.1276   0.03076   0.01988  -0.1081   0.1119   0.0527
  -3.250   0.1547   0.02908   0.01782  -0.1085   0.1110   0.0525
  -3.000   0.1817   0.02769   0.01611  -0.1088   0.1106   0.0526
  -2.750   0.2085   0.02650   0.01465  -0.1090   0.1100   0.0529
  -2.500   0.2352   0.02549   0.01341  -0.1091   0.1093   0.0534
  -2.250   0.2616   0.02473   0.01246  -0.1091   0.1081   0.0548
  -2.000   0.2877   0.02416   0.01175  -0.1091   0.1063   0.0573
  -1.750   0.3140   0.02359   0.01101  -0.1090   0.1045   0.0591
  -1.500   0.3402   0.02300   0.01026  -0.1088   0.1031   0.0599
  -1.250   0.3663   0.02248   0.00961  -0.1086   0.1025   0.0606
  -1.000   0.3922   0.02204   0.00908  -0.1084   0.1020   0.0616
  -0.750   0.4180   0.02167   0.00864  -0.1081   0.1014   0.0629
  -0.500   0.4436   0.02137   0.00828  -0.1079   0.1004   0.0643
   0.250  -0.1388   0.02060   0.01432   0.1091   0.0738   0.4955
   0.500   0.5456   0.02051   0.00732  -0.1071   0.0955   0.0898
   0.750   0.5716   0.02031   0.00728  -0.1071   0.0940   0.1363
   1.000   0.5968   0.01946   0.00740  -0.1074   0.0930   0.4566
   1.250   0.6178   0.01846   0.00736  -0.1057   0.0924   1.0000
   1.500   0.6477   0.01810   0.00707  -0.1060   0.0763   1.0000
   1.750   0.6665   0.01905   0.00756  -0.1050   0.0719   1.0000
   2.000   0.6903   0.01942   0.00779  -0.1046   0.0706   1.0000
   2.250   0.7135   0.01983   0.00812  -0.1042   0.0695   1.0000
   2.500   0.7367   0.02025   0.00847  -0.1037   0.0687   1.0000
   2.750   0.7595   0.02068   0.00886  -0.1032   0.0680   1.0000
   3.000   0.7820   0.02115   0.00928  -0.1027   0.0676   1.0000
   3.250   0.8044   0.02160   0.00971  -0.1021   0.0672   1.0000
   3.500   0.8265   0.02206   0.01014  -0.1016   0.0668   1.0000
   3.750   0.8479   0.02258   0.01064  -0.1010   0.0664   1.0000
   4.000   0.8685   0.02317   0.01122  -0.1002   0.0661   1.0000
   4.250   0.8878   0.02386   0.01192  -0.0993   0.0658   1.0000
   4.500   0.9077   0.02445   0.01251  -0.0986   0.0655   1.0000
   4.750   0.9270   0.02506   0.01314  -0.0977   0.0653   1.0000
   5.000   0.9451   0.02574   0.01384  -0.0967   0.0650   1.0000
   5.250   0.9619   0.02649   0.01463  -0.0956   0.0648   1.0000
   5.500   0.9771   0.02733   0.01549  -0.0942   0.0646   1.0000
   5.750   0.9901   0.02827   0.01645  -0.0926   0.0644   1.0000
   6.000   0.9994   0.02930   0.01749  -0.0905   0.0642   1.0000
   6.250   1.0125   0.03012   0.01832  -0.0889   0.0641   1.0000
   6.500   1.0243   0.03104   0.01929  -0.0873   0.0639   1.0000
   6.750   1.0353   0.03205   0.02031  -0.0857   0.0637   1.0000
   7.000   1.0459   0.03314   0.02139  -0.0841   0.0636   1.0000
   7.250   1.0567   0.03426   0.02249  -0.0826   0.0634   1.0000
   7.500   1.0686   0.03542   0.02357  -0.0812   0.0632   1.0000
   7.750   1.0889   0.03650   0.02437  -0.0804   0.0627   1.0000
   8.000   1.1135   0.03734   0.02507  -0.0802   0.0618   1.0000
   8.500   1.2438   0.04001   0.02676  -0.0914   0.0586   1.0000
   8.750   1.2639   0.04082   0.02767  -0.0908   0.0582   1.0000
   9.000   1.3159   0.04277   0.02930  -0.0952   0.0573   1.0000
   9.250   1.3317   0.04354   0.03027  -0.0940   0.0565   1.0000
   9.750   1.3998   0.04788   0.03467  -0.0974   0.0509   1.0000
  10.000   1.4207   0.04945   0.03645  -0.0971   0.0485   1.0000
  10.250   1.4503   0.05222   0.03935  -0.0980   0.0454   1.0000
  10.500   1.4654   0.05406   0.04155  -0.0967   0.0424   1.0000
  10.750   1.4883   0.05738   0.04515  -0.0966   0.0392   1.0000
  11.250   1.4998   0.06051   0.04900  -0.0918   0.0313   1.0000
  11.750   1.5161   0.06375   0.05280  -0.0878   0.0268   1.0000
  12.000   1.5214   0.06533   0.05468  -0.0854   0.0253   1.0000
  12.250   1.5277   0.06702   0.05662  -0.0833   0.0239   1.0000
  12.750   1.5337   0.07019   0.06032  -0.0786   0.0213   1.0000
  13.000   1.5379   0.07201   0.06235  -0.0766   0.0204   1.0000
  14.000   1.5169   0.08134   0.07268  -0.0654   0.0189   1.0000
  14.250   1.5069   0.08392   0.07549  -0.0628   0.0186   1.0000
  14.500   1.4960   0.08667   0.07846  -0.0606   0.0184   1.0000
  14.750   1.4842   0.08957   0.08159  -0.0587   0.0183   1.0000
  15.000   1.4716   0.09266   0.08489  -0.0572   0.0181   1.0000
  15.250   1.4581   0.09594   0.08838  -0.0560   0.0180   1.0000
  18.000   1.2277   0.15623   0.15106  -0.0812   0.0183   1.0000
  18.250   1.2008   0.16682   0.16185  -0.0896   0.0186   1.0000
  18.500   1.1779   0.17798   0.17316  -0.0983   0.0190   1.0000
<< Back to GOE 388 AIRFOIL (goe388-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 388 AIRFOIL (goe388-il)