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

GOE 395 AIRFOIL (goe395-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 395 AIRFOIL (goe395-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 42.43 at α=8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe395-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe395-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 395 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  -0.3010   0.12352   0.11726  -0.0290   1.0000   0.1045
  -8.250  -0.3228   0.12495   0.11881  -0.0249   1.0000   0.1047
  -8.000  -0.3430   0.12628   0.12026  -0.0218   1.0000   0.1048
  -7.750  -0.3581   0.12754   0.12161  -0.0210   1.0000   0.1050
  -7.500  -0.3279   0.11568   0.10968  -0.0180   1.0000   0.1086
  -7.250  -0.3349   0.11421   0.10828  -0.0155   1.0000   0.1103
  -7.000  -0.3428   0.11301   0.10713  -0.0133   1.0000   0.1121
  -6.750  -0.3488   0.11173   0.10589  -0.0120   1.0000   0.1142
  -6.500  -0.3542   0.11069   0.10490  -0.0116   1.0000   0.1165
  -6.250  -0.3587   0.11053   0.10479  -0.0131   1.0000   0.1185
  -6.000  -0.3572   0.11177   0.10606  -0.0191   1.0000   0.1195
  -5.750  -0.3563   0.10550   0.09984  -0.0136   1.0000   0.1213
  -5.500  -0.3534   0.10201   0.09637  -0.0111   1.0000   0.1249
  -5.250  -0.3490   0.09982   0.09420  -0.0117   1.0000   0.1294
  -5.000  -0.3268   0.10107   0.09536  -0.0243   1.0000   0.1342
  -4.750  -0.3303   0.09540   0.08979  -0.0181   1.0000   0.1360
  -4.500  -0.3252   0.09202   0.08642  -0.0163   1.0000   0.1395
  -4.250  -0.3114   0.08963   0.08400  -0.0191   1.0000   0.1456
  -4.000  -0.2882   0.08719   0.08152  -0.0259   1.0000   0.1502
  -3.750  -0.2827   0.08368   0.07801  -0.0235   1.0000   0.1547
  -3.500  -0.2514   0.08148   0.07571  -0.0318   1.0000   0.1648
  -3.250  -0.2450   0.07807   0.07233  -0.0294   1.0000   0.1710
  -3.000  -0.2155   0.07536   0.06954  -0.0356   1.0000   0.1808
  -2.500  -0.1722   0.06977   0.06387  -0.0406   1.0000   0.2003
  -2.250  -0.1283   0.06814   0.06203  -0.0497   1.0000   0.2219
  -2.000  -0.1074   0.06524   0.05913  -0.0514   1.0000   0.2379
  -1.750  -0.0882   0.06252   0.05640  -0.0522   1.0000   0.2544
  -1.500  -0.0663   0.06018   0.05405  -0.0536   1.0000   0.2735
  -1.250  -0.0295   0.05901   0.05272  -0.0593   1.0000   0.3116
  -1.000  -0.0168   0.05615   0.04995  -0.0578   1.0000   0.3325
  -0.750   0.0036   0.05428   0.04810  -0.0583   1.0000   0.3764
   0.250   0.0495   0.04402   0.03822  -0.0475   1.0000   0.6582
   0.500   0.0810   0.04196   0.03616  -0.0502   1.0000   0.7010
   0.750   0.1314   0.04103   0.03513  -0.0581   0.9993   0.7171
   1.000   0.4163   0.04510   0.03620  -0.1211   0.9710   0.2281
   1.250   0.4786   0.04454   0.03511  -0.1282   0.9574   0.2342
   1.500   0.5311   0.04435   0.03461  -0.1336   0.9436   0.2552
   1.750   0.5781   0.04453   0.03448  -0.1376   0.9293   0.2784
   2.000   0.6210   0.04486   0.03451  -0.1407   0.9147   0.2955
   2.250   0.6603   0.04525   0.03483  -0.1432   0.9000   0.3169
   2.500   0.6980   0.04572   0.03525  -0.1452   0.8851   0.3357
   2.750   0.7338   0.04621   0.03586  -0.1469   0.8701   0.3711
   3.000   0.7684   0.04660   0.03664  -0.1484   0.8553   0.4275
   3.250   0.7970   0.04642   0.03712  -0.1486   0.8401   1.0000
   3.500   0.8277   0.04755   0.03786  -0.1492   0.8247   1.0000
   3.750   0.8556   0.04871   0.03887  -0.1495   0.8093   1.0000
   4.000   0.8823   0.04986   0.03998  -0.1496   0.7940   1.0000
   4.250   0.9070   0.05107   0.04117  -0.1495   0.7791   1.0000
   4.500   0.9307   0.05230   0.04240  -0.1492   0.7642   1.0000
   4.750   0.9525   0.05360   0.04374  -0.1487   0.7496   1.0000
   5.000   0.9736   0.05494   0.04515  -0.1481   0.7353   1.0000
   5.250   0.9938   0.05632   0.04659  -0.1475   0.7213   1.0000
   5.500   1.0145   0.05767   0.04802  -0.1468   0.7077   1.0000
   5.750   1.0376   0.05888   0.04933  -0.1463   0.6947   1.0000
   6.000   1.0732   0.05929   0.04991  -0.1465   0.6831   1.0000
   6.250   1.0952   0.06021   0.05096  -0.1454   0.6688   1.0000
   6.500   1.1038   0.06154   0.05239  -0.1431   0.6502   1.0000
   6.750   1.1384   0.06019   0.05122  -0.1411   0.6296   1.0000
   7.000   1.1996   0.05580   0.04716  -0.1392   0.6119   1.0000
   7.250   1.2427   0.05321   0.04485  -0.1371   0.5971   1.0000
   7.500   1.2960   0.04895   0.04098  -0.1346   0.5823   1.0000
   7.750   1.3174   0.04800   0.04027  -0.1314   0.5613   1.0000
   8.000   1.4019   0.03867   0.03135  -0.1280   0.5320   1.0000
   8.250   1.4499   0.03463   0.02724  -0.1244   0.4830   1.0000
   8.500   1.4674   0.03458   0.02694  -0.1202   0.4247   1.0000
   8.750   1.4746   0.03572   0.02771  -0.1156   0.3648   1.0000
   9.000   1.4794   0.03729   0.02881  -0.1114   0.3134   1.0000
   9.250   1.4770   0.03912   0.03044  -0.1071   0.2727   1.0000
   9.500   1.4712   0.04105   0.03209  -0.1028   0.2384   1.0000
   9.750   1.4636   0.04319   0.03399  -0.0986   0.2090   1.0000
  10.000   1.4638   0.04590   0.03643  -0.0953   0.1774   1.0000
  10.250   1.4819   0.04963   0.03961  -0.0935   0.1402   1.0000
  10.500   1.5237   0.05441   0.04412  -0.0943   0.1138   1.0000
  10.750   1.5317   0.05759   0.04777  -0.0918   0.1053   1.0000
  11.000   1.5476   0.06155   0.05192  -0.0905   0.0979   1.0000
  11.250   1.5506   0.06537   0.05628  -0.0878   0.0946   1.0000
  11.500   1.5532   0.06935   0.06064  -0.0854   0.0922   1.0000
  11.750   1.5618   0.07357   0.06505  -0.0838   0.0894   1.0000
  12.000   1.5663   0.07877   0.07038  -0.0824   0.0871   1.0000
  12.250   1.5473   0.08247   0.07445  -0.0788   0.0869   1.0000
  12.500   1.5268   0.08654   0.07885  -0.0760   0.0868   1.0000
  12.750   1.5054   0.09104   0.08364  -0.0739   0.0868   1.0000
  13.000   1.4835   0.09599   0.08885  -0.0727   0.0869   1.0000
  13.250   1.4613   0.10138   0.09448  -0.0722   0.0872   1.0000
  13.500   1.3657   0.11259   0.10634  -0.0777   0.0954   1.0000
  13.750   1.3336   0.12139   0.11529  -0.0818   0.0971   1.0000
<< Back to GOE 395 AIRFOIL (goe395-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 395 AIRFOIL (goe395-il)