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

GOE 389 AIRFOIL (goe389-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 389 AIRFOIL (goe389-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 32.69 at α=10.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe389-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe389-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 389 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.3541   0.10875   0.10202  -0.0248   1.0000   0.2181
  -8.250  -0.3351   0.10384   0.09711  -0.0233   1.0000   0.2294
  -8.000  -0.3636   0.10465   0.09815  -0.0242   1.0000   0.2338
  -7.750  -0.3404   0.09940   0.09287  -0.0226   1.0000   0.2471
  -7.500  -0.3339   0.09592   0.08943  -0.0215   1.0000   0.2549
  -7.250  -0.3543   0.09557   0.08928  -0.0199   1.0000   0.2633
  -7.000  -0.3406   0.09154   0.08527  -0.0182   1.0000   0.2736
  -6.750  -0.3777   0.09250   0.08650  -0.0178   1.0000   0.2797
  -6.500  -0.3611   0.08823   0.08225  -0.0143   1.0000   0.2926
  -6.250  -0.3600   0.08551   0.07961  -0.0117   1.0000   0.3037
  -6.000  -0.3696   0.08365   0.07787  -0.0094   1.0000   0.3151
  -5.750  -0.3834   0.08222   0.07656  -0.0075   1.0000   0.3277
  -5.500  -0.3888   0.08021   0.07464  -0.0048   1.0000   0.3429
  -5.250  -0.3900   0.07791   0.07241  -0.0015   1.0000   0.3597
  -5.000  -0.3919   0.07574   0.07031   0.0017   1.0000   0.3773
  -4.750  -0.3960   0.07380   0.06845   0.0046   1.0000   0.3974
  -4.500  -0.4013   0.07177   0.06649   0.0075   1.0000   0.4204
  -3.250  -0.2379   0.04342   0.03582  -0.0465   1.0000   0.1845
  -3.000  -0.2024   0.03962   0.03133  -0.0499   1.0000   0.1693
  -2.750  -0.1706   0.03680   0.02792  -0.0520   1.0000   0.1623
  -2.500  -0.1388   0.03484   0.02517  -0.0534   1.0000   0.1585
  -2.250  -0.1152   0.03349   0.02376  -0.0538   1.0000   0.1622
  -2.000  -0.0907   0.03254   0.02260  -0.0542   1.0000   0.1671
  -1.750  -0.0653   0.03168   0.02140  -0.0546   1.0000   0.1705
  -1.500  -0.0411   0.03102   0.02048  -0.0548   1.0000   0.1746
  -1.250   0.0079   0.03040   0.01968  -0.0593   0.9910   0.1873
  -1.000   0.0672   0.02986   0.01920  -0.0653   0.9766   0.2230
  -0.750   0.1243   0.02689   0.01828  -0.0702   0.9677   0.5438
  -0.500   0.1691   0.02631   0.01781  -0.0723   0.9474   1.0000
  -0.250   0.2268   0.02700   0.01798  -0.0783   0.9295   1.0000
   0.000   0.2699   0.02758   0.01823  -0.0817   0.9082   1.0000
   0.250   0.3178   0.02805   0.01843  -0.0856   0.8888   1.0000
   0.500   0.3664   0.02841   0.01857  -0.0894   0.8711   1.0000
   0.750   0.4100   0.02872   0.01870  -0.0922   0.8532   1.0000
   1.000   0.4437   0.02917   0.01901  -0.0933   0.8341   1.0000
   1.250   0.4808   0.02947   0.01920  -0.0947   0.8174   1.0000
   1.500   0.5162   0.02975   0.01937  -0.0957   0.8017   1.0000
   1.750   0.5492   0.03008   0.01962  -0.0963   0.7867   1.0000
   2.000   0.5806   0.03044   0.01992  -0.0966   0.7723   1.0000
   2.250   0.6105   0.03086   0.02028  -0.0967   0.7586   1.0000
   2.500   0.6406   0.03128   0.02065  -0.0968   0.7459   1.0000
   2.750   0.6785   0.03121   0.02055  -0.0974   0.7358   1.0000
   3.000   0.6998   0.03211   0.02144  -0.0967   0.7222   1.0000
   3.250   0.7199   0.03314   0.02248  -0.0959   0.7091   1.0000
   3.500   0.7405   0.03419   0.02356  -0.0952   0.6969   1.0000
   3.750   0.7666   0.03491   0.02429  -0.0948   0.6867   1.0000
   4.000   0.7934   0.03557   0.02497  -0.0945   0.6766   1.0000
   4.250   0.8058   0.03732   0.02677  -0.0935   0.6646   1.0000
   4.500   0.8222   0.03884   0.02837  -0.0927   0.6542   1.0000
   4.750   0.8540   0.03916   0.02876  -0.0926   0.6461   1.0000
   5.000   0.8573   0.04180   0.03146  -0.0914   0.6345   1.0000
   5.250   0.8699   0.04377   0.03350  -0.0906   0.6249   1.0000
   5.500   0.8974   0.04449   0.03432  -0.0903   0.6170   1.0000
   5.750   0.8890   0.04836   0.03829  -0.0890   0.6061   1.0000
   6.000   0.9114   0.04961   0.03964  -0.0886   0.5982   1.0000
   6.250   0.9170   0.05229   0.04241  -0.0877   0.5885   1.0000
   6.500   0.8949   0.05743   0.04756  -0.0864   0.5786   1.0000
   6.750   0.9232   0.05793   0.04820  -0.0855   0.5682   1.0000
   7.000   0.9737   0.05576   0.04626  -0.0841   0.5549   1.0000
   7.250   1.0102   0.05445   0.04512  -0.0822   0.5395   1.0000
   7.500   1.0614   0.05164   0.04251  -0.0804   0.5254   1.0000
   7.750   1.0938   0.05113   0.04223  -0.0790   0.5128   1.0000
   8.000   1.0885   0.05453   0.04576  -0.0771   0.4993   1.0000
   8.250   1.0710   0.05918   0.05049  -0.0752   0.4859   1.0000
   8.500   1.0518   0.06431   0.05569  -0.0738   0.4723   1.0000
   8.750   1.0465   0.06819   0.05966  -0.0728   0.4579   1.0000
   9.000   1.0578   0.06991   0.06155  -0.0711   0.4425   1.0000
   9.250   1.2804   0.04649   0.03869  -0.0680   0.4040   1.0000
   9.500   1.3139   0.04353   0.03571  -0.0653   0.3732   1.0000
   9.750   1.3411   0.04164   0.03380  -0.0629   0.3463   1.0000
  10.000   1.3446   0.04152   0.03386  -0.0590   0.3212   1.0000
  10.250   1.3481   0.04124   0.03367  -0.0550   0.2956   1.0000
  10.500   1.3439   0.04131   0.03379  -0.0504   0.2689   1.0000
  10.750   1.3314   0.04219   0.03459  -0.0455   0.2431   1.0000
  11.000   1.3161   0.04416   0.03641  -0.0414   0.2159   1.0000
  11.250   1.2973   0.04721   0.03921  -0.0382   0.1877   1.0000
  11.500   1.2775   0.05111   0.04274  -0.0358   0.1617   1.0000
  11.750   1.2613   0.05539   0.04673  -0.0338   0.1391   1.0000
  12.000   1.2563   0.05913   0.05015  -0.0317   0.1201   1.0000
  12.250   1.2612   0.06225   0.05319  -0.0298   0.1060   1.0000
  12.500   1.2755   0.06472   0.05551  -0.0279   0.0949   1.0000
  12.750   1.2754   0.06839   0.05960  -0.0270   0.0903   1.0000
  13.000   1.2868   0.07136   0.06272  -0.0257   0.0855   1.0000
  13.250   1.3029   0.07469   0.06613  -0.0244   0.0820   1.0000
  13.500   1.2926   0.07941   0.07123  -0.0242   0.0812   1.0000
  13.750   1.2784   0.08462   0.07676  -0.0246   0.0807   1.0000
  14.000   1.2605   0.09038   0.08281  -0.0257   0.0806   1.0000
  14.250   1.2392   0.09680   0.08950  -0.0277   0.0808   1.0000
  14.500   1.2159   0.10390   0.09683  -0.0305   0.0813   1.0000
  14.750   1.1916   0.11169   0.10480  -0.0342   0.0819   1.0000
  15.000   1.1679   0.12004   0.11330  -0.0385   0.0826   1.0000
  15.250   1.0617   0.14992   0.14334  -0.0604   0.0940   1.0000
  15.500   1.0494   0.15955   0.15290  -0.0652   0.0949   1.0000
  15.750   1.0113   0.17989   0.17304  -0.0781   0.1067   1.0000
  16.000   1.0035   0.18915   0.18224  -0.0837   0.1117   1.0000
  16.250   0.9853   0.20458   0.19758  -0.0941   0.1526   1.0000
  16.500   1.0076   0.20309   0.19614  -0.0899   0.1214   1.0000
<< Back to GOE 389 AIRFOIL (goe389-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 389 AIRFOIL (goe389-il)