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

GOE 392 AIRFOIL (goe392-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 392 AIRFOIL (goe392-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 37.67 at α=6.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe392-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe392-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 392 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.3252   0.11605   0.10981  -0.0362   1.0000   0.1790
  -8.500  -0.3116   0.11134   0.10514  -0.0344   1.0000   0.1896
  -8.250  -0.3323   0.11181   0.10579  -0.0341   1.0000   0.1929
  -8.000  -0.3184   0.10726   0.10126  -0.0322   1.0000   0.2044
  -7.750  -0.3212   0.10478   0.09884  -0.0307   1.0000   0.2110
  -7.500  -0.3323   0.10385   0.09804  -0.0287   1.0000   0.2191
  -7.250  -0.3299   0.10087   0.09515  -0.0264   1.0000   0.2280
  -7.000  -0.3540   0.10109   0.09556  -0.0234   1.0000   0.2332
  -6.750  -0.3519   0.09816   0.09270  -0.0206   1.0000   0.2430
  -6.500  -0.3801   0.09861   0.09333  -0.0171   1.0000   0.2470
  -6.250  -0.3803   0.09592   0.09071  -0.0140   1.0000   0.2571
  -6.000  -0.4100   0.09647   0.09144  -0.0130   1.0000   0.2619
  -5.750  -0.4088   0.09366   0.08868  -0.0097   1.0000   0.2743
  -5.500  -0.4112   0.09126   0.08636  -0.0068   1.0000   0.2856
  -5.250  -0.4176   0.08924   0.08443  -0.0046   1.0000   0.2973
  -5.000  -0.4242   0.08734   0.08261  -0.0027   1.0000   0.3092
  -4.750  -0.4290   0.08524   0.08058  -0.0007   1.0000   0.3247
  -4.500  -0.4335   0.08326   0.07866   0.0010   1.0000   0.3410
  -4.250  -0.4407   0.08165   0.07712   0.0005   1.0000   0.3596
  -4.000  -0.4382   0.07867   0.07420   0.0048   1.0000   0.3773
  -3.750  -0.4410   0.07658   0.07217   0.0059   1.0000   0.4019
  -3.500  -0.4418   0.07435   0.06999   0.0084   1.0000   0.4287
  -2.250  -0.1891   0.04084   0.03283  -0.0595   1.0000   0.1294
  -2.000  -0.1366   0.03818   0.02924  -0.0639   0.9921   0.1169
  -1.750  -0.0846   0.03683   0.02679  -0.0676   0.9833   0.1110
  -1.500  -0.0441   0.03529   0.02509  -0.0703   0.9737   0.1176
  -1.250  -0.0036   0.03448   0.02391  -0.0724   0.9641   0.1261
  -1.000   0.0419   0.03389   0.02304  -0.0753   0.9549   0.1383
  -0.750   0.0866   0.03321   0.02257  -0.0788   0.9453   0.1845
  -0.500   0.1234   0.03037   0.02242  -0.0793   0.9361   1.0000
  -0.250   0.1604   0.03121   0.02246  -0.0815   0.9246   1.0000
   0.000   0.1969   0.03205   0.02275  -0.0840   0.9133   1.0000
   0.250   0.2339   0.03287   0.02313  -0.0866   0.9018   1.0000
   0.500   0.2736   0.03368   0.02352  -0.0895   0.8908   1.0000
   0.750   0.3035   0.03442   0.02399  -0.0908   0.8786   1.0000
   1.000   0.3327   0.03519   0.02453  -0.0919   0.8664   1.0000
   1.250   0.3614   0.03598   0.02512  -0.0930   0.8543   1.0000
   1.500   0.3901   0.03678   0.02574  -0.0940   0.8423   1.0000
   1.750   0.4193   0.03759   0.02641  -0.0950   0.8305   1.0000
   2.000   0.4500   0.03839   0.02710  -0.0961   0.8192   1.0000
   2.250   0.4861   0.03908   0.02770  -0.0980   0.8085   1.0000
   2.500   0.5136   0.03990   0.02848  -0.0986   0.7969   1.0000
   2.750   0.5336   0.04094   0.02948  -0.0982   0.7848   1.0000
   3.000   0.5548   0.04197   0.03050  -0.0981   0.7730   1.0000
   3.250   0.5768   0.04305   0.03157  -0.0980   0.7617   1.0000
   3.500   0.6035   0.04402   0.03256  -0.0985   0.7511   1.0000
   3.750   0.6385   0.04470   0.03333  -0.0998   0.7415   1.0000
   4.000   0.6498   0.04621   0.03489  -0.0986   0.7297   1.0000
   4.250   0.6618   0.04780   0.03652  -0.0976   0.7188   1.0000
   4.500   0.6799   0.04924   0.03802  -0.0973   0.7090   1.0000
   4.750   0.7128   0.05010   0.03901  -0.0983   0.7007   1.0000
   5.000   0.7126   0.05240   0.04136  -0.0965   0.6902   1.0000
   5.250   0.7235   0.05435   0.04348  -0.0957   0.6816   1.0000
   5.500   0.7461   0.05584   0.04513  -0.0960   0.6744   1.0000
   5.750   0.7424   0.05861   0.04796  -0.0944   0.6665   1.0000
   6.000   0.7683   0.06009   0.04963  -0.0949   0.6602   1.0000
   6.250   0.7600   0.06328   0.05288  -0.0933   0.6547   1.0000
   6.500   0.7631   0.06602   0.05574  -0.0927   0.6505   1.0000
   6.750   1.0439   0.02771   0.01761  -0.0770   0.3532   1.0000
   7.000   1.0306   0.02983   0.01875  -0.0712   0.1928   1.0000
   7.250   1.0116   0.03333   0.02131  -0.0664   0.1050   1.0000
   7.500   1.0101   0.03575   0.02366  -0.0633   0.0924   1.0000
   7.750   1.0104   0.03804   0.02607  -0.0607   0.0865   1.0000
   8.250   1.0069   0.04314   0.03148  -0.0562   0.0810   1.0000
   8.500   1.0064   0.04572   0.03426  -0.0543   0.0794   1.0000
   8.750   1.0060   0.04837   0.03708  -0.0526   0.0780   1.0000
   9.000   1.0078   0.05087   0.03971  -0.0509   0.0761   1.0000
   9.250   1.0136   0.05304   0.04195  -0.0489   0.0738   1.0000
   9.500   1.0529   0.05319   0.04200  -0.0456   0.0697   1.0000
   9.750   1.3269   0.05983   0.04934  -0.0625   0.0834   1.0000
  10.000   1.3211   0.06081   0.05115  -0.0570   0.0875   1.0000
  10.250   1.3680   0.06761   0.05824  -0.0587   0.0959   1.0000
  10.500   1.3456   0.06846   0.05988  -0.0522   0.0989   1.0000
  10.750   1.3393   0.07220   0.06412  -0.0486   0.1035   1.0000
  11.000   1.3482   0.07696   0.06923  -0.0469   0.1094   1.0000
  11.250   1.3180   0.07921   0.07190  -0.0417   0.1111   1.0000
  11.500   1.2887   0.08225   0.07525  -0.0378   0.1127   1.0000
  11.750   1.2598   0.08607   0.07932  -0.0353   0.1139   1.0000
  12.000   1.2313   0.09049   0.08395  -0.0342   0.1149   1.0000
  12.250   1.2014   0.09554   0.08919  -0.0344   0.1154   1.0000
  12.500   1.1688   0.10125   0.09505  -0.0359   0.1152   1.0000
  12.750   1.1345   0.10790   0.10182  -0.0388   0.1143   1.0000
<< Back to GOE 392 AIRFOIL (goe392-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 392 AIRFOIL (goe392-il)