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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 390 AIRFOIL (goe390-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.77 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe390-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe390-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.2147   0.16389   0.15786  -0.0352   0.9712   0.1989
 -10.000  -0.2303   0.16487   0.15888  -0.0384   0.9663   0.2039
  -9.750  -0.2222   0.16140   0.15544  -0.0403   0.9601   0.2062
  -9.500  -0.1839   0.15606   0.15007  -0.0425   0.9525   0.2119
  -9.250  -0.1747   0.15408   0.14808  -0.0450   0.9463   0.2187
  -9.000  -0.2060   0.15583   0.14991  -0.0449   0.9400   0.2227
  -8.750  -0.1761   0.15027   0.14433  -0.0485   0.9336   0.2261
  -8.500  -0.1585   0.14714   0.14121  -0.0482   0.9254   0.2306
  -8.250  -0.1512   0.14518   0.13926  -0.0497   0.9185   0.2375
  -8.000  -0.1901   0.14753   0.14168  -0.0511   0.9141   0.2429
  -7.750  -0.1917   0.14457   0.13879  -0.0487   0.9061   0.2448
  -7.500  -0.1335   0.13849   0.13262  -0.0525   0.8982   0.2536
  -7.250  -0.1514   0.13843   0.13262  -0.0502   0.8907   0.2600
  -7.000  -0.2023   0.14078   0.13510  -0.0473   0.8853   0.2635
  -6.750  -0.1229   0.13274   0.12694  -0.0537   0.8777   0.2751
  -6.500  -0.1517   0.13323   0.12753  -0.0482   0.8690   0.2789
  -6.250  -0.2002   0.13501   0.12942  -0.0451   0.8640   0.2846
  -6.000  -0.1552   0.12956   0.12393  -0.0479   0.8558   0.2926
  -5.750  -0.1663   0.12893   0.12337  -0.0444   0.8478   0.2984
  -5.500  -0.2092   0.12993   0.12446  -0.0406   0.8432   0.3060
  -5.250  -0.2025   0.12689   0.12144  -0.0408   0.8366   0.3124
  -5.000  -0.2048   0.12583   0.12043  -0.0370   0.8290   0.3178
  -4.750  -0.2310   0.12570   0.12037  -0.0340   0.8249   0.3267
  -4.500  -0.2056   0.12215   0.11679  -0.0362   0.8174   0.3398
  -4.250  -0.2353   0.12231   0.11705  -0.0307   0.8127   0.3440
  -4.000  -0.3049   0.12461   0.11945  -0.0301   0.8231   0.3542
  -3.750  -0.2744   0.12082   0.11571  -0.0253   0.8117   0.3610
  -3.500  -0.3042   0.12213   0.11716  -0.0210   0.8369   0.3639
  -3.250  -0.2817   0.11915   0.11414  -0.0219   0.8173   0.3875
  -2.250  -0.2878   0.10007   0.09409  -0.0593   0.8776   0.2412
  -2.000  -0.2976   0.09885   0.09309  -0.0536   0.8676   0.2506
  -1.750  -0.2897   0.10272   0.09725  -0.0473   0.8602   0.3128
  -1.500  -0.1813   0.08785   0.08026  -0.0788   0.8579   0.2079
  -1.250  -0.1778   0.08630   0.07866  -0.0770   0.8474   0.2105
  -1.000  -0.1344   0.08636   0.07832  -0.0817   0.8406   0.2166
  -0.750  -0.1157   0.08587   0.07738  -0.0827   0.8351   0.2214
  -0.500  -0.0940   0.08536   0.07672  -0.0836   0.8248   0.2270
  -0.250  -0.0531   0.08693   0.07810  -0.0871   0.8196   0.2375
   0.000  -0.0458   0.08668   0.07750  -0.0860   0.8133   0.2427
   0.250  -0.0233   0.08696   0.07784  -0.0866   0.8033   0.2512
   0.500   0.0243   0.08933   0.07983  -0.0909   0.7983   0.2656
   0.750   0.0178   0.08868   0.07925  -0.0878   0.7911   0.2702
   1.000   0.0435   0.08962   0.08000  -0.0888   0.7822   0.2834
   1.250   0.0881   0.09234   0.08264  -0.0923   0.7773   0.3051
   1.500   0.0802   0.09165   0.08196  -0.0891   0.7688   0.3122
   1.750   0.1068   0.09288   0.08321  -0.0900   0.7606   0.3363
   2.000   0.1510   0.09607   0.08636  -0.0932   0.7563   0.3784
   2.250   0.1396   0.09538   0.08580  -0.0896   0.7474   0.3905
   2.500   0.1682   0.09701   0.08761  -0.0907   0.7392   0.4359
   2.750   0.2120   0.10049   0.09160  -0.0936   0.7352   0.5270
   3.000   0.1948   0.09927   0.09067  -0.0894   0.7259   0.5682
   3.250   0.2151   0.09915   0.09144  -0.0876   0.7180   1.0000
   3.500   0.2527   0.10352   0.09526  -0.0904   0.7138   1.0000
   3.750   0.2399   0.10262   0.09427  -0.0870   0.7019   1.0000
   4.000   0.2752   0.10611   0.09744  -0.0892   0.6959   1.0000
   4.250   0.2729   0.10717   0.09839  -0.0874   0.6887   1.0000
   4.500   0.2922   0.10908   0.10011  -0.0877   0.6788   1.0000
   4.750   0.3344   0.11392   0.10468  -0.0906   0.6743   1.0000
   5.000   0.3143   0.11303   0.10380  -0.0871   0.6643   1.0000
   5.250   0.3431   0.11601   0.10658  -0.0884   0.6568   1.0000
   5.500   0.3620   0.11934   0.10978  -0.0891   0.6524   1.0000
   5.750   0.3587   0.11952   0.10992  -0.0873   0.6411   1.0000
   6.000   0.3923   0.12336   0.11359  -0.0891   0.6354   1.0000
   6.250   0.3864   0.12437   0.11456  -0.0875   0.6284   1.0000
   6.500   0.4027   0.12635   0.11646  -0.0876   0.6190   1.0000
   6.750   0.4398   0.13109   0.12105  -0.0898   0.6145   1.0000
   7.000   0.4226   0.13081   0.12078  -0.0875   0.6064   1.0000
   7.250   0.4431   0.13331   0.12318  -0.0880   0.5982   1.0000
   7.500   0.4839   0.13893   0.12867  -0.0905   0.5941   1.0000
   7.750   0.4596   0.13753   0.12729  -0.0877   0.5851   1.0000
   8.000   0.4810   0.14028   0.12997  -0.0884   0.5781   1.0000
   8.250   0.5207   0.14613   0.13571  -0.0907   0.5744   1.0000
   8.500   0.4961   0.14438   0.13398  -0.0883   0.5650   1.0000
   8.750   0.5182   0.14728   0.13682  -0.0890   0.5582   1.0000
   9.000   0.5549   0.15311   0.14256  -0.0910   0.5549   1.0000
   9.250   0.5315   0.15136   0.14083  -0.0891   0.5465   1.0000
   9.500   0.5517   0.15408   0.14350  -0.0897   0.5394   1.0000
   9.750   0.5883   0.15997   0.14932  -0.0915   0.5358   1.0000
  10.000   0.5669   0.15832   0.14770  -0.0901   0.5282   1.0000
  10.250   0.5836   0.16077   0.15011  -0.0906   0.5213   1.0000
  10.500   0.6148   0.16578   0.15507  -0.0919   0.5174   1.0000
  10.750   0.6029   0.16548   0.15477  -0.0914   0.5111   1.0000
  11.000   0.6162   0.16749   0.15676  -0.0918   0.5034   1.0000
  11.250   0.6425   0.17173   0.16096  -0.0928   0.4993   1.0000
  11.500   0.6478   0.17408   0.16330  -0.0933   0.4961   1.0000
  11.750   0.6469   0.17421   0.16343  -0.0933   0.4875   1.0000
  12.000   0.6685   0.17750   0.16671  -0.0941   0.4821   1.0000
<< Back to GOE 390 AIRFOIL (goe390-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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