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

GOE 396 AIRFOIL (goe396-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 396 AIRFOIL (goe396-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 44.76 at α=6.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe396-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe396-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 396 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.3199   0.10729   0.10082  -0.0278   1.0000   0.1042
  -7.500  -0.3292   0.10765   0.10135  -0.0284   1.0000   0.1050
  -7.250  -0.3336   0.10800   0.10184  -0.0309   1.0000   0.1055
  -7.000  -0.3164   0.09908   0.09290  -0.0254   1.0000   0.1102
  -6.750  -0.3163   0.09693   0.09086  -0.0248   1.0000   0.1138
  -6.500  -0.3195   0.09587   0.08991  -0.0252   1.0000   0.1170
  -6.250  -0.3242   0.09645   0.09060  -0.0281   1.0000   0.1187
  -6.000  -0.3228   0.09212   0.08636  -0.0252   1.0000   0.1208
  -5.750  -0.3217   0.08899   0.08323  -0.0225   1.0000   0.1246
  -5.500  -0.3217   0.08724   0.08154  -0.0224   1.0000   0.1291
  -5.250  -0.3143   0.08818   0.08245  -0.0294   1.0000   0.1327
  -5.000  -0.3169   0.08292   0.07732  -0.0234   1.0000   0.1354
  -4.750  -0.3131   0.08039   0.07483  -0.0225   1.0000   0.1419
  -4.250  -0.2985   0.07543   0.06991  -0.0240   1.0000   0.1556
  -4.000  -0.2872   0.07281   0.06728  -0.0258   1.0000   0.1632
  -3.500  -0.2585   0.06789   0.06229  -0.0294   1.0000   0.1855
  -3.250  -0.2479   0.06465   0.05907  -0.0292   1.0000   0.1928
  -3.000  -0.2303   0.06189   0.05626  -0.0311   1.0000   0.2056
  -2.750  -0.2124   0.05914   0.05346  -0.0326   1.0000   0.2206
  -2.500  -0.1871   0.05693   0.05112  -0.0362   1.0000   0.2423
  -2.250  -0.1729   0.05382   0.04796  -0.0358   1.0000   0.2599
  -2.000  -0.1536   0.05115   0.04524  -0.0367   1.0000   0.2878
  -1.750  -0.1377   0.04852   0.04260  -0.0365   1.0000   0.3285
  -0.500   0.0572   0.03843   0.03055  -0.0578   1.0000   0.2152
  -0.250   0.0917   0.03649   0.02798  -0.0596   1.0000   0.1856
   0.000   0.1222   0.03469   0.02568  -0.0605   1.0000   0.1705
   0.250   0.1492   0.03343   0.02399  -0.0609   1.0000   0.1678
   0.500   0.1851   0.03279   0.02287  -0.0630   0.9956   0.1863
   0.750   0.2362   0.03200   0.02153  -0.0676   0.9858   0.2018
   1.000   0.2875   0.03161   0.02078  -0.0723   0.9756   0.2458
   1.250   0.3393   0.03108   0.02023  -0.0771   0.9660   0.3519
   1.500   0.3920   0.02919   0.01974  -0.0825   0.9565   1.0000
   1.750   0.4326   0.03020   0.02003  -0.0854   0.9437   1.0000
   2.000   0.4692   0.03117   0.02064  -0.0880   0.9307   1.0000
   2.250   0.5040   0.03212   0.02137  -0.0902   0.9178   1.0000
   2.500   0.5376   0.03306   0.02217  -0.0923   0.9047   1.0000
   2.750   0.5699   0.03400   0.02301  -0.0940   0.8916   1.0000
   3.000   0.6009   0.03496   0.02393  -0.0955   0.8786   1.0000
   3.250   0.6308   0.03593   0.02488  -0.0968   0.8656   1.0000
   3.500   0.6596   0.03693   0.02595  -0.0978   0.8528   1.0000
   3.750   0.6874   0.03795   0.02702  -0.0987   0.8401   1.0000
   4.000   0.7148   0.03902   0.02816  -0.0994   0.8276   1.0000
   4.250   0.7421   0.04008   0.02931  -0.1001   0.8149   1.0000
   4.500   0.7700   0.04101   0.03037  -0.1006   0.8005   1.0000
   4.750   0.8016   0.04167   0.03129  -0.1011   0.7841   1.0000
   5.000   0.8491   0.04151   0.03140  -0.1029   0.7663   1.0000
   5.250   0.8777   0.04185   0.03197  -0.1023   0.7477   1.0000
   5.500   0.9082   0.04211   0.03251  -0.1019   0.7304   1.0000
   5.750   0.9495   0.04173   0.03262  -0.1023   0.7141   1.0000
   6.000   0.9988   0.04005   0.03145  -0.1019   0.6933   1.0000
   6.250   1.1039   0.02728   0.01940  -0.0939   0.6124   1.0000
   6.500   1.1146   0.02490   0.01694  -0.0853   0.5175   1.0000
   6.750   1.1088   0.02551   0.01662  -0.0773   0.3337   1.0000
   7.000   1.0906   0.02947   0.01878  -0.0714   0.1575   1.0000
   7.250   1.0851   0.03287   0.02168  -0.0672   0.1189   1.0000
   7.500   1.0888   0.03545   0.02413  -0.0637   0.1016   1.0000
   7.750   1.1052   0.03756   0.02630  -0.0614   0.0892   1.0000
   8.000   1.1315   0.03951   0.02833  -0.0602   0.0777   1.0000
   8.250   1.1823   0.04261   0.03158  -0.0612   0.0706   1.0000
   8.500   1.2266   0.04680   0.03612  -0.0618   0.0690   1.0000
   8.750   1.2535   0.05125   0.04109  -0.0607   0.0696   1.0000
   9.000   1.2704   0.05584   0.04633  -0.0589   0.0711   1.0000
   9.250   1.2818   0.06053   0.05147  -0.0569   0.0728   1.0000
   9.500   1.2904   0.06546   0.05676  -0.0549   0.0744   1.0000
   9.750   1.2987   0.07085   0.06240  -0.0534   0.0755   1.0000
  10.000   1.2774   0.07379   0.06616  -0.0489   0.0781   1.0000
  10.250   1.2562   0.07815   0.07098  -0.0457   0.0805   1.0000
  10.500   1.2355   0.08223   0.07533  -0.0430   0.0820   1.0000
  10.750   1.2143   0.08648   0.07977  -0.0411   0.0834   1.0000
  11.000   1.1940   0.09122   0.08466  -0.0404   0.0846   1.0000
  11.250   1.1813   0.09662   0.09015  -0.0406   0.0863   1.0000
  11.500   1.1712   0.10225   0.09592  -0.0413   0.0887   1.0000
  11.750   1.1315   0.10857   0.10237  -0.0452   0.0894   1.0000
  12.000   1.0978   0.11676   0.11052  -0.0511   0.0899   1.0000
  12.250   1.0630   0.12797   0.12170  -0.0603   0.0917   1.0000
  12.500   1.0462   0.13839   0.13204  -0.0670   0.0969   1.0000
<< Back to GOE 396 AIRFOIL (goe396-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 396 AIRFOIL (goe396-il)