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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 390 AIRFOIL (goe390-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 11.28 at α=1.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe390-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe390-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750   0.0243   0.13908   0.13167  -0.0927   0.9183   0.1425
 -11.500   0.0261   0.13682   0.12941  -0.0957   0.9119   0.1435
 -11.250   0.0288   0.13435   0.12695  -0.0977   0.9035   0.1438
 -11.000   0.0413   0.13079   0.12336  -0.1008   0.8986   0.1438
 -10.500   0.0535   0.11928   0.11173  -0.1054   0.8843   0.1040
 -10.250   0.0743   0.11568   0.10809  -0.1073   0.8800   0.1015
 -10.000   0.0764   0.11314   0.10555  -0.1077   0.8711   0.1003
  -9.750   0.0823   0.10992   0.10232  -0.1095   0.8647   0.0997
  -9.500   0.0907   0.10624   0.09861  -0.1120   0.8602   0.0992
  -9.250   0.0853   0.10390   0.09630  -0.1118   0.8502   0.0984
  -8.750   0.0771   0.09547   0.08780  -0.1168   0.8382   0.0954
  -8.500   0.0705   0.09344   0.08582  -0.1159   0.8281   0.0950
  -8.250   0.0710   0.08985   0.08222  -0.1175   0.8222   0.0948
  -8.000   0.0599   0.08690   0.07928  -0.1177   0.8139   0.0948
  -7.750   0.0408   0.08407   0.07649  -0.1171   0.8041   0.0949
  -7.500   0.0229   0.07892   0.07128  -0.1201   0.7981   0.0952
  -7.250  -0.0114   0.07669   0.06909  -0.1175   0.7850   0.0951
  -7.000  -0.0379   0.07017   0.06234  -0.1203   0.7782   0.0954
  -6.750  -0.0703   0.06709   0.05911  -0.1176   0.7669   0.0956
  -6.500  -0.0643   0.06515   0.05710  -0.1168   0.7598   0.0968
  -6.250  -0.0506   0.06174   0.05346  -0.1182   0.7555   0.0983
  -6.000  -0.0691   0.06045   0.05205  -0.1141   0.7440   0.0988
  -5.750  -0.0609   0.05724   0.04848  -0.1143   0.7378   0.1010
  -5.500  -0.0406   0.05331   0.04400  -0.1162   0.7341   0.1046
  -5.250  -0.0500   0.05360   0.04431  -0.1115   0.7225   0.1057
  -5.000  -0.0278   0.05202   0.04251  -0.1116   0.7172   0.1088
  -4.750   0.0031   0.04941   0.03943  -0.1133   0.7138   0.1136
  -4.500  -0.0013   0.04982   0.03985  -0.1093   0.7027   0.1153
  -4.250   0.0232   0.04847   0.03820  -0.1094   0.6972   0.1201
  -4.000   0.0578   0.04714   0.03668  -0.1105   0.6938   0.1255
  -3.750   0.0587   0.04742   0.03685  -0.1074   0.6833   0.1286
  -3.500   0.0834   0.04652   0.03570  -0.1073   0.6774   0.1343
  -3.250   0.1188   0.04538   0.03436  -0.1082   0.6740   0.1412
  -3.000   0.1252   0.04570   0.03455  -0.1059   0.6643   0.1455
  -2.750   0.1471   0.04540   0.03421  -0.1052   0.6576   0.1512
  -2.500   0.1824   0.04432   0.03291  -0.1059   0.6541   0.1594
  -2.250   0.1986   0.04444   0.03300  -0.1046   0.6467   0.1655
  -2.000   0.2125   0.04470   0.03311  -0.1032   0.6378   0.1721
  -1.750   0.2459   0.04391   0.03230  -0.1036   0.6342   0.1818
  -1.500   0.2845   0.04285   0.03118  -0.1045   0.6317   0.1937
  -1.250   0.2764   0.04475   0.03308  -0.1010   0.6179   0.1989
  -1.000   0.3088   0.04409   0.03239  -0.1012   0.6142   0.2132
  -0.750   0.3463   0.04322   0.03146  -0.1020   0.6116   0.2317
  -0.500   0.3377   0.04562   0.03386  -0.0990   0.5981   0.2393
  -0.250   0.3685   0.04520   0.03342  -0.0991   0.5941   0.2594
   0.000   0.4046   0.04444   0.03265  -0.0996   0.5915   0.2843
   0.500   0.4228   0.04692   0.03529  -0.0968   0.5740   0.3255
   0.750   0.4562   0.04620   0.03478  -0.0971   0.5715   0.3749
   1.000   0.4906   0.04524   0.03421  -0.0972   0.5694   0.4498
   1.500   0.4959   0.04805   0.03780  -0.0926   0.5519   0.6231
   1.750   0.5263   0.04665   0.03689  -0.0908   0.5497   1.0000
   2.250   0.5315   0.05124   0.04119  -0.0881   0.5322   1.0000
   3.250   0.5480   0.06064   0.05013  -0.0840   0.5012   1.0000
   3.500   0.5711   0.06129   0.05060  -0.0837   0.4972   1.0000
   3.750   0.5999   0.06139   0.05051  -0.0836   0.4946   1.0000
   4.250   0.5997   0.06717   0.05618  -0.0816   0.4791   1.0000
   4.500   0.6276   0.06735   0.05620  -0.0814   0.4764   1.0000
   4.750   0.6583   0.06721   0.05590  -0.0813   0.4744   1.0000
   5.250   0.6517   0.07381   0.06246  -0.0795   0.4583   1.0000
   5.500   0.6815   0.07375   0.06226  -0.0793   0.4562   1.0000
   5.750   0.6502   0.08002   0.06863  -0.0781   0.4436   1.0000
   6.000   0.6733   0.08066   0.06917  -0.0777   0.4402   1.0000
   6.250   0.7021   0.08069   0.06908  -0.0775   0.4380   1.0000
   6.750   0.6933   0.08780   0.07620  -0.0762   0.4222   1.0000
   7.000   0.7200   0.08802   0.07632  -0.0759   0.4196   1.0000
   7.500   0.7122   0.09520   0.08353  -0.0750   0.4042   1.0000
   7.750   0.7360   0.09571   0.08396  -0.0747   0.4013   1.0000
   8.000   0.7647   0.09566   0.08382  -0.0743   0.3994   1.0000
   8.250   0.7304   0.10282   0.09111  -0.0742   0.3867   1.0000
   8.500   0.7506   0.10373   0.09197  -0.0738   0.3833   1.0000
   8.750   0.7766   0.10396   0.09212  -0.0735   0.3811   1.0000
   9.000   0.7479   0.11067   0.09894  -0.0737   0.3697   1.0000
   9.250   0.7651   0.11193   0.10016  -0.0735   0.3658   1.0000
   9.500   0.7881   0.11249   0.10067  -0.0731   0.3633   1.0000
  10.000   0.7788   0.12042   0.10867  -0.0736   0.3491   1.0000
  10.250   0.7994   0.12125   0.10946  -0.0733   0.3462   1.0000
  10.500   0.8237   0.12161   0.10977  -0.0729   0.3443   1.0000
  10.750   0.7930   0.12907   0.11735  -0.0743   0.3337   1.0000
  11.000   0.8094   0.13042   0.11868  -0.0742   0.3302   1.0000
<< Back to GOE 390 AIRFOIL (goe390-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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