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

GOE 500 AIRFOIL (goe500-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 500 AIRFOIL (goe500-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 35.59 at α=9.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe500-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe500-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 500 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  -0.3170   0.11937   0.11281  -0.0274   1.0000   0.1798
  -8.250  -0.3342   0.11972   0.11327  -0.0260   1.0000   0.1832
  -8.000  -0.3606   0.12121   0.11492  -0.0242   1.0000   0.1844
  -7.750  -0.3342   0.11424   0.10791  -0.0226   1.0000   0.1899
  -7.500  -0.3401   0.11279   0.10651  -0.0207   1.0000   0.1952
  -7.250  -0.3623   0.11331   0.10717  -0.0185   1.0000   0.1987
  -7.000  -0.3921   0.11466   0.10868  -0.0159   1.0000   0.1998
  -6.750  -0.3670   0.10838   0.10236  -0.0144   1.0000   0.2058
  -6.500  -0.3784   0.10742   0.10148  -0.0119   1.0000   0.2116
  -6.250  -0.4028   0.10804   0.10223  -0.0115   1.0000   0.2151
  -6.000  -0.3956   0.10405   0.09828  -0.0086   1.0000   0.2206
  -5.750  -0.4019   0.10266   0.09694  -0.0076   1.0000   0.2286
  -5.500  -0.4126   0.10125   0.09563  -0.0091   1.0000   0.2331
  -5.250  -0.4061   0.09811   0.09250  -0.0054   1.0000   0.2414
  -5.000  -0.4133   0.09673   0.09119  -0.0090   1.0000   0.2489
  -4.750  -0.4079   0.09355   0.08803  -0.0049   1.0000   0.2556
  -4.500  -0.4077   0.09149   0.08601  -0.0083   1.0000   0.2656
  -4.250  -0.4032   0.08888   0.08342  -0.0056   1.0000   0.2747
  -4.000  -0.3988   0.08625   0.08080  -0.0060   1.0000   0.2856
  -3.750  -0.3921   0.08379   0.07835  -0.0073   1.0000   0.2996
  -3.500  -0.3837   0.08131   0.07588  -0.0082   1.0000   0.3148
  -3.250  -0.3734   0.07877   0.07334  -0.0093   1.0000   0.3303
  -3.000  -0.3622   0.07621   0.07077  -0.0101   1.0000   0.3463
  -2.750  -0.3508   0.07367   0.06824  -0.0104   1.0000   0.3628
  -2.500  -0.3345   0.07174   0.06626  -0.0124   1.0000   0.3905
  -2.250  -0.1367   0.05128   0.04404  -0.0754   1.0000   0.1986
  -2.000  -0.0960   0.04772   0.04007  -0.0815   1.0000   0.1972
  -1.750  -0.0533   0.04441   0.03620  -0.0876   1.0000   0.1967
  -1.500  -0.0166   0.04220   0.03347  -0.0917   1.0000   0.2026
  -1.250   0.0125   0.04117   0.03208  -0.0936   1.0000   0.2143
  -1.000   0.0369   0.04055   0.03134  -0.0945   1.0000   0.2262
  -0.750   0.0975   0.04053   0.03101  -0.1013   0.9859   0.2578
  -0.500   0.1470   0.04077   0.03102  -0.1060   0.9729   0.2930
  -0.250   0.1890   0.04107   0.03119  -0.1094   0.9603   0.3260
   0.000   0.2295   0.04142   0.03144  -0.1126   0.9482   0.3586
   0.250   0.2709   0.04185   0.03180  -0.1156   0.9361   0.3952
   0.500   0.3160   0.04232   0.03228  -0.1190   0.9252   0.4527
   0.750   0.3450   0.04246   0.03260  -0.1198   0.9131   0.5229
   1.000   0.3758   0.04253   0.03298  -0.1206   0.9017   0.6281
   1.250   0.4032   0.04169   0.03292  -0.1207   0.8910   1.0000
   1.500   0.4469   0.04293   0.03356  -0.1250   0.8793   1.0000
   1.750   0.4710   0.04401   0.03438  -0.1257   0.8671   1.0000
   2.000   0.4974   0.04519   0.03535  -0.1266   0.8560   1.0000
   2.250   0.5330   0.04638   0.03634  -0.1287   0.8460   1.0000
   2.500   0.5557   0.04756   0.03740  -0.1290   0.8353   1.0000
   2.750   0.5747   0.04887   0.03861  -0.1290   0.8251   1.0000
   3.000   0.6098   0.05007   0.03972  -0.1308   0.8164   1.0000
   3.250   0.6237   0.05146   0.04106  -0.1302   0.8064   1.0000
   3.500   0.6438   0.05292   0.04247  -0.1303   0.7978   1.0000
   3.750   0.6722   0.05422   0.04373  -0.1313   0.7893   1.0000
   4.000   0.6822   0.05590   0.04543  -0.1303   0.7805   1.0000
   4.250   0.7187   0.05713   0.04664  -0.1321   0.7729   1.0000
   4.500   0.7198   0.05908   0.04860  -0.1303   0.7640   1.0000
   4.750   0.7505   0.06046   0.04999  -0.1314   0.7560   1.0000
   5.000   0.7577   0.06236   0.05192  -0.1303   0.7472   1.0000
   5.250   0.7783   0.06400   0.05362  -0.1305   0.7384   1.0000
   5.500   0.8038   0.06542   0.05510  -0.1309   0.7289   1.0000
   5.750   0.8105   0.06745   0.05718  -0.1298   0.7189   1.0000
   6.000   0.8356   0.06888   0.05869  -0.1301   0.7081   1.0000
   6.250   0.8693   0.06993   0.05986  -0.1309   0.6970   1.0000
   6.500   0.8699   0.07228   0.06228  -0.1294   0.6857   1.0000
   6.750   0.8855   0.07414   0.06423  -0.1289   0.6743   1.0000
   7.000   0.9110   0.07552   0.06576  -0.1290   0.6622   1.0000
   7.250   0.9475   0.07631   0.06672  -0.1296   0.6502   1.0000
   7.500   0.9494   0.07883   0.06933  -0.1283   0.6371   1.0000
   7.750   0.9582   0.08112   0.07175  -0.1275   0.6240   1.0000
   8.000   0.9734   0.08301   0.07379  -0.1268   0.6099   1.0000
   8.250   0.9900   0.08483   0.07579  -0.1262   0.5955   1.0000
   8.500   1.0089   0.08639   0.07751  -0.1254   0.5799   1.0000
   8.750   1.0311   0.08753   0.07884  -0.1246   0.5631   1.0000
   9.000   1.0667   0.08717   0.07876  -0.1234   0.5450   1.0000
   9.250   1.1090   0.08562   0.07752  -0.1217   0.5260   1.0000
   9.500   1.3948   0.03919   0.03203  -0.1051   0.3999   1.0000
   9.750   1.3707   0.04103   0.03355  -0.0983   0.3289   1.0000
  10.000   1.3454   0.04436   0.03589  -0.0928   0.2533   1.0000
  10.250   1.3292   0.04834   0.03909  -0.0890   0.2099   1.0000
  10.500   1.3288   0.05157   0.04188  -0.0863   0.1800   1.0000
  10.750   1.3404   0.05400   0.04416  -0.0844   0.1579   1.0000
  11.000   1.3834   0.05538   0.04524  -0.0836   0.1373   1.0000
  11.250   1.4403   0.05749   0.04735  -0.0845   0.1218   1.0000
  11.500   1.4980   0.06103   0.05090  -0.0868   0.1105   1.0000
  11.750   1.5108   0.06453   0.05493  -0.0852   0.1073   1.0000
  12.000   1.5222   0.06829   0.05907  -0.0837   0.1045   1.0000
  12.250   1.5670   0.07402   0.06476  -0.0862   0.0986   1.0000
  12.500   1.5533   0.07741   0.06856  -0.0825   0.0981   1.0000
  12.750   1.5394   0.08130   0.07283  -0.0794   0.0979   1.0000
  13.000   1.5248   0.08563   0.07751  -0.0768   0.0980   1.0000
  13.250   1.5082   0.09030   0.08249  -0.0748   0.0981   1.0000
  13.500   1.4908   0.09534   0.08782  -0.0733   0.0984   1.0000
  13.750   1.4688   0.10049   0.09327  -0.0723   0.0988   1.0000
  14.000   1.3791   0.10809   0.10148  -0.0741   0.1024   1.0000
  14.250   1.3193   0.11947   0.11318  -0.0796   0.1069   1.0000
  14.500   1.2856   0.12958   0.12339  -0.0849   0.1094   1.0000
  14.750   1.2625   0.13922   0.13309  -0.0898   0.1110   1.0000
<< Back to GOE 500 AIRFOIL (goe500-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 500 AIRFOIL (goe500-il)