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

GOE 390 AIRFOIL (goe390-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 390 AIRFOIL (goe390-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 26.14 at α=3.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe390-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe390-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 390 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 =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250   0.1380   0.11278   0.10759  -0.1164   0.9040   0.1366
 -10.000   0.1295   0.11105   0.10585  -0.1211   0.8982   0.1420
  -9.750   0.1234   0.10869   0.10352  -0.1219   0.8885   0.1434
  -9.500   0.1580   0.10456   0.09936  -0.1214   0.8835   0.1455
  -9.250   0.1789   0.10145   0.09621  -0.1225   0.8789   0.1496
  -9.000   0.1593   0.10091   0.09570  -0.1236   0.8671   0.1551
  -8.750   0.1579   0.09749   0.09228  -0.1257   0.8610   0.1572
  -8.500   0.1844   0.09442   0.08918  -0.1241   0.8544   0.1594
  -8.250   0.1955   0.09232   0.08707  -0.1234   0.8461   0.1624
  -8.000   0.1996   0.08990   0.08462  -0.1245   0.8406   0.1674
  -7.500   0.1788   0.08582   0.08062  -0.1256   0.8234   0.1729
  -7.250   0.2054   0.08287   0.07760  -0.1251   0.8197   0.1757
  -7.000   0.2059   0.08182   0.07660  -0.1235   0.8105   0.1791
  -6.750   0.1755   0.08078   0.07561  -0.1239   0.8016   0.1855
  -6.500   0.1085   0.08030   0.07518  -0.1250   0.7881   0.1877
  -6.250   0.0387   0.06346   0.05773  -0.1322   0.7798   0.1305
  -6.000   0.0284   0.06332   0.05769  -0.1274   0.7697   0.1313
  -5.750   0.0358   0.06124   0.05557  -0.1257   0.7625   0.1288
  -5.500   0.0967   0.06401   0.05859  -0.1254   0.7604   0.1523
  -5.250  -0.0089   0.05191   0.04523  -0.1205   0.7435   0.1186
  -5.000   0.0171   0.04714   0.03972  -0.1223   0.7400   0.1193
  -4.750   0.0637   0.04561   0.03832  -0.1250   0.7381   0.1236
  -4.500   0.0383   0.04669   0.03935  -0.1179   0.7238   0.1240
  -4.250   0.0752   0.04391   0.03603  -0.1197   0.7204   0.1288
  -4.000   0.1222   0.04157   0.03347  -0.1225   0.7183   0.1341
  -3.750   0.1691   0.03952   0.03095  -0.1249   0.7164   0.1420
  -3.500   0.1473   0.04089   0.03225  -0.1183   0.7013   0.1430
  -3.250   0.1936   0.03940   0.03084  -0.1206   0.6989   0.1506
  -3.000   0.2406   0.03758   0.02876  -0.1230   0.6970   0.1596
  -2.750   0.2247   0.03904   0.03026  -0.1172   0.6827   0.1616
  -2.500   0.2712   0.03757   0.02849  -0.1193   0.6798   0.1718
  -2.250   0.3189   0.03594   0.02688  -0.1216   0.6777   0.1823
  -2.000   0.3667   0.03431   0.02517  -0.1239   0.6757   0.1940
  -1.750   0.3502   0.03607   0.02697  -0.1182   0.6611   0.1968
  -1.500   0.3960   0.03464   0.02549  -0.1201   0.6586   0.2114
  -1.250   0.4430   0.03317   0.02402  -0.1222   0.6563   0.2313
  -1.000   0.4786   0.03241   0.02329  -0.1229   0.6521   0.2552
  -0.750   0.4734   0.03365   0.02457  -0.1186   0.6396   0.2671
  -0.500   0.5190   0.03236   0.02337  -0.1205   0.6371   0.2982
  -0.250   0.5288   0.03310   0.02419  -0.1181   0.6288   0.3160
   0.000   0.5416   0.03362   0.02480  -0.1161   0.6206   0.3365
   0.250   0.5865   0.03242   0.02372  -0.1180   0.6179   0.3791
   0.500   0.6326   0.03094   0.02265  -0.1199   0.6157   0.4666
   0.750   0.6013   0.03379   0.02574  -0.1126   0.6017   0.4907
   1.000   0.6589   0.03152   0.02472  -0.1147   0.5995   1.0000
   1.250   0.7073   0.03083   0.02366  -0.1173   0.5969   1.0000
   1.500   0.7605   0.03002   0.02252  -0.1206   0.5947   1.0000
   1.750   0.6980   0.03411   0.02680  -0.1091   0.5799   1.0000
   2.000   0.7520   0.03310   0.02551  -0.1122   0.5778   1.0000
   2.250   0.8063   0.03214   0.02430  -0.1155   0.5758   1.0000
   2.500   0.7157   0.03852   0.03094  -0.1022   0.5593   1.0000
   2.750   0.7694   0.03704   0.02923  -0.1045   0.5580   1.0000
   3.000   0.8288   0.03552   0.02749  -0.1079   0.5568   1.0000
   3.250   0.8931   0.03417   0.02590  -0.1124   0.5553   1.0000
   3.500   0.7773   0.04277   0.03482  -0.0978   0.5376   1.0000
   3.750   0.8334   0.04081   0.03267  -0.0999   0.5370   1.0000
   4.000   0.8957   0.03879   0.03044  -0.1030   0.5363   1.0000
   4.250   0.7843   0.04982   0.04176  -0.0928   0.5173   1.0000
   4.500   0.8356   0.04766   0.03944  -0.0938   0.5169   1.0000
   4.750   0.8928   0.04526   0.03687  -0.0954   0.5166   1.0000
   6.000   0.6352   0.08721   0.07940  -0.0827   0.4511   1.0000
   6.250   0.6602   0.08769   0.07980  -0.0823   0.4469   1.0000
   6.500   0.6989   0.08665   0.07865  -0.0820   0.4445   1.0000
   6.750   0.6544   0.09494   0.08706  -0.0814   0.4339   1.0000
   7.000   0.6716   0.09630   0.08837  -0.0810   0.4291   1.0000
   7.250   0.7088   0.09539   0.08736  -0.0806   0.4263   1.0000
   7.500   0.6767   0.10239   0.09445  -0.0803   0.4169   1.0000
   7.750   0.6824   0.10518   0.09722  -0.0801   0.4116   1.0000
   8.000   0.7158   0.10470   0.09667  -0.0797   0.4084   1.0000
   8.250   0.7591   0.10302   0.09489  -0.0791   0.4065   1.0000
   8.500   0.6941   0.11412   0.10615  -0.0797   0.3948   1.0000
   8.750   0.7175   0.11491   0.10690  -0.0794   0.3912   1.0000
   9.000   0.7590   0.11344   0.10534  -0.0787   0.3888   1.0000
   9.250   0.7083   0.12307   0.11510  -0.0797   0.3799   1.0000
   9.500   0.6248   0.14031   0.13266  -0.0847   0.4160   1.0000
<< Back to GOE 390 AIRFOIL (goe390-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 390 AIRFOIL (goe390-il)