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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 388 AIRFOIL (goe388-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 36.88 at α=6°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe388-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe388-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.2726   0.11272   0.10664  -0.0377   1.0000   0.1121
  -8.750  -0.2838   0.11238   0.10644  -0.0386   0.9967   0.1150
  -8.500  -0.2882   0.11184   0.10598  -0.0457   0.9736   0.1163
  -8.250  -0.2604   0.10466   0.09879  -0.0455   0.9674   0.1187
  -8.000  -0.2370   0.10024   0.09433  -0.0463   0.9548   0.1253
  -7.750  -0.2355   0.09882   0.09296  -0.0517   0.9365   0.1325
  -7.500  -0.2283   0.09594   0.09011  -0.0591   0.9213   0.1351
  -7.250  -0.2016   0.09050   0.08459  -0.0565   0.9104   0.1397
  -7.000  -0.1884   0.08744   0.08153  -0.0586   0.8981   0.1446
  -6.750  -0.1817   0.08669   0.08069  -0.0725   0.8815   0.1525
  -6.500  -0.1661   0.08162   0.07567  -0.0707   0.8748   0.1543
  -6.250  -0.1524   0.07812   0.07218  -0.0691   0.8651   0.1571
  -6.000  -0.1359   0.07495   0.06897  -0.0706   0.8545   0.1609
  -5.750  -0.1212   0.07205   0.06602  -0.0736   0.8400   0.1654
  -5.250  -0.0657   0.05973   0.05304  -0.0935   0.8144   0.1005
  -5.000  -0.0468   0.05676   0.04998  -0.0932   0.8008   0.0948
  -4.500   0.0126   0.04750   0.03979  -0.1030   0.7766   0.0809
  -4.250   0.0368   0.04458   0.03667  -0.1042   0.7640   0.0798
  -4.000   0.0623   0.04180   0.03362  -0.1057   0.7531   0.0788
  -3.750   0.0902   0.03909   0.03054  -0.1073   0.7434   0.0780
  -3.500   0.1174   0.03671   0.02777  -0.1084   0.7326   0.0778
  -3.250   0.1471   0.03458   0.02513  -0.1096   0.7224   0.0797
  -3.000   0.1747   0.03285   0.02292  -0.1101   0.7104   0.0811
  -2.750   0.2022   0.03121   0.02087  -0.1103   0.6975   0.0815
  -2.500   0.2294   0.02973   0.01900  -0.1104   0.6829   0.0816
  -2.250   0.2551   0.02842   0.01740  -0.1101   0.6660   0.0821
  -2.000   0.2804   0.02723   0.01597  -0.1098   0.6456   0.0830
  -1.750   0.3054   0.02627   0.01482  -0.1094   0.6226   0.0843
  -1.250   0.3566   0.02479   0.01293  -0.1083   0.5817   0.0886
  -1.000   0.3830   0.02429   0.01216  -0.1079   0.5638   0.0942
  -0.750   0.4091   0.02383   0.01145  -0.1074   0.5485   0.1004
  -0.500   0.4347   0.02340   0.01091  -0.1070   0.5356   0.1067
  -0.250   0.4605   0.02305   0.01040  -0.1066   0.5256   0.1143
   0.000   0.4862   0.02270   0.01002  -0.1063   0.5170   0.1269
   0.250   0.5119   0.02228   0.00969  -0.1062   0.5070   0.1656
   0.500   0.5308   0.01986   0.00950  -0.1044   0.4949   1.0000
   0.750   0.5556   0.02011   0.00928  -0.1039   0.4783   1.0000
   1.000   0.5793   0.02041   0.00918  -0.1033   0.4552   1.0000
   1.250   0.6025   0.02075   0.00917  -0.1027   0.4253   1.0000
   1.500   0.6252   0.02114   0.00920  -0.1021   0.3957   1.0000
   1.750   0.6477   0.02154   0.00929  -0.1015   0.3748   1.0000
   2.000   0.6711   0.02186   0.00943  -0.1011   0.3655   1.0000
   2.250   0.6951   0.02214   0.00960  -0.1008   0.3623   1.0000
   2.500   0.7194   0.02241   0.00979  -0.1006   0.3623   1.0000
   2.750   0.7435   0.02268   0.01001  -0.1003   0.3626   1.0000
   3.000   0.7674   0.02296   0.01026  -0.1000   0.3626   1.0000
   3.250   0.7911   0.02327   0.01055  -0.0997   0.3626   1.0000
   3.500   0.8146   0.02358   0.01086  -0.0994   0.3629   1.0000
   3.750   0.8378   0.02391   0.01119  -0.0991   0.3626   1.0000
   4.000   0.8607   0.02426   0.01155  -0.0987   0.3618   1.0000
   4.250   0.8834   0.02463   0.01196  -0.0983   0.3609   1.0000
   4.500   0.9058   0.02502   0.01237  -0.0979   0.3601   1.0000
   4.750   0.9279   0.02542   0.01281  -0.0974   0.3589   1.0000
   5.000   0.9493   0.02587   0.01328  -0.0969   0.3553   1.0000
   5.250   0.9700   0.02636   0.01380  -0.0962   0.3501   1.0000
   5.500   0.9902   0.02687   0.01433  -0.0956   0.3455   1.0000
   5.750   1.0101   0.02740   0.01488  -0.0949   0.3418   1.0000
   6.000   1.0301   0.02793   0.01548  -0.0942   0.3381   1.0000
   6.250   1.0497   0.02849   0.01613  -0.0935   0.3347   1.0000
   6.500   1.0691   0.02906   0.01679  -0.0927   0.3319   1.0000
   6.750   1.0884   0.02964   0.01747  -0.0920   0.3302   1.0000
   7.000   1.1073   0.03023   0.01818  -0.0912   0.3290   1.0000
   7.250   1.1254   0.03085   0.01892  -0.0903   0.3278   1.0000
   7.500   1.1432   0.03150   0.01974  -0.0894   0.3264   1.0000
   7.750   1.1607   0.03218   0.02055  -0.0885   0.3248   1.0000
   8.000   1.1778   0.03291   0.02140  -0.0875   0.3229   1.0000
   8.250   1.1948   0.03367   0.02234  -0.0866   0.3206   1.0000
   8.500   1.2113   0.03448   0.02333  -0.0857   0.3181   1.0000
   8.750   1.2270   0.03535   0.02443  -0.0848   0.3150   1.0000
   9.000   1.2412   0.03630   0.02555  -0.0837   0.3106   1.0000
   9.250   1.2544   0.03730   0.02669  -0.0825   0.3057   1.0000
   9.500   1.2670   0.03841   0.02798  -0.0814   0.3006   1.0000
   9.750   1.2784   0.03964   0.02946  -0.0803   0.2948   1.0000
  10.000   1.2893   0.04090   0.03094  -0.0791   0.2895   1.0000
  10.250   1.2997   0.04220   0.03246  -0.0779   0.2841   1.0000
  10.500   1.3080   0.04383   0.03442  -0.0768   0.2777   1.0000
  10.750   1.3135   0.04564   0.03649  -0.0756   0.2683   1.0000
  11.000   1.3126   0.04811   0.03918  -0.0745   0.2491   1.0000
  11.250   1.3086   0.05105   0.04228  -0.0735   0.2131   1.0000
  11.500   1.2897   0.05511   0.04562  -0.0719   0.1418   1.0000
  11.750   1.2719   0.05994   0.05016  -0.0712   0.1280   1.0000
  12.000   1.2567   0.06478   0.05495  -0.0709   0.1179   1.0000
  12.250   1.2459   0.06929   0.05956  -0.0709   0.1087   1.0000
  12.500   1.2361   0.07381   0.06422  -0.0710   0.1010   1.0000
  12.750   1.2325   0.07768   0.06836  -0.0712   0.0901   1.0000
  13.000   1.2216   0.08260   0.07334  -0.0718   0.0846   1.0000
  13.250   1.2092   0.08781   0.07852  -0.0727   0.0814   1.0000
  13.500   1.1969   0.09304   0.08364  -0.0737   0.0793   1.0000
  13.750   1.1864   0.09786   0.08830  -0.0744   0.0773   1.0000
  14.000   1.1808   0.10139   0.09160  -0.0742   0.0751   1.0000
  14.250   1.5295   0.10041   0.08998  -0.0658   0.0432   1.0000
  14.500   1.5086   0.10276   0.09264  -0.0621   0.0430   1.0000
  14.750   1.4872   0.10539   0.09555  -0.0590   0.0428   1.0000
  15.000   1.4662   0.10836   0.09880  -0.0567   0.0425   1.0000
  16.000   1.3965   0.12433   0.11572  -0.0539   0.0415   1.0000
  16.250   1.3734   0.12843   0.12006  -0.0545   0.0415   1.0000
  16.500   1.3511   0.13283   0.12469  -0.0558   0.0415   1.0000
  16.750   1.3291   0.13753   0.12960  -0.0578   0.0415   1.0000
  17.000   1.3079   0.14254   0.13482  -0.0604   0.0415   1.0000
  18.000   0.9895   0.14820   0.14160  -0.0512   0.0473   1.0000
  18.250   0.9656   0.15412   0.14766  -0.0549   0.0475   1.0000
<< Back to GOE 388 AIRFOIL (goe388-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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