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

GOE 501 AIRFOIL (goe501-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 501 AIRFOIL (goe501-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.44 at α=9.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe501-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe501-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 501 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  -0.3236   0.12791   0.12154  -0.0197   1.0000   0.2133
  -8.250  -0.3480   0.12904   0.12279  -0.0185   1.0000   0.2171
  -8.000  -0.3820   0.13123   0.12512  -0.0169   1.0000   0.2181
  -7.750  -0.3375   0.12256   0.11636  -0.0153   1.0000   0.2259
  -7.500  -0.3494   0.12190   0.11577  -0.0137   1.0000   0.2319
  -7.250  -0.3815   0.12343   0.11744  -0.0119   1.0000   0.2345
  -7.000  -0.3641   0.11831   0.11231  -0.0106   1.0000   0.2388
  -6.750  -0.3626   0.11609   0.11012  -0.0089   1.0000   0.2446
  -6.500  -0.3837   0.11604   0.11016  -0.0067   1.0000   0.2498
  -6.250  -0.4241   0.11787   0.11215  -0.0049   1.0000   0.2519
  -6.000  -0.3962   0.11184   0.10609  -0.0029   1.0000   0.2570
  -5.750  -0.4019   0.11027   0.10457  -0.0007   1.0000   0.2638
  -5.500  -0.4348   0.11132   0.10574  -0.0025   1.0000   0.2691
  -5.250  -0.4182   0.10660   0.10103   0.0018   1.0000   0.2745
  -5.000  -0.4247   0.10522   0.09970   0.0024   1.0000   0.2838
  -4.750  -0.4315   0.10298   0.09754   0.0020   1.0000   0.2893
  -4.500  -0.4263   0.10050   0.09507   0.0046   1.0000   0.2965
  -4.250  -0.4337   0.09884   0.09346   0.0012   1.0000   0.3059
  -4.000  -0.4285   0.09609   0.09075   0.0048   1.0000   0.3115
  -3.750  -0.4283   0.09418   0.08887   0.0009   1.0000   0.3236
  -3.500  -0.4246   0.09173   0.08646   0.0047   1.0000   0.3307
  -3.250  -0.4205   0.08952   0.08426   0.0028   1.0000   0.3433
  -3.000  -0.4129   0.08753   0.08229   0.0004   1.0000   0.3588
  -2.750  -0.4094   0.08530   0.08010   0.0035   1.0000   0.3673
  -2.500  -0.4007   0.08301   0.07780   0.0020   1.0000   0.3800
  -2.250  -0.1323   0.05833   0.05114  -0.0828   0.9647   0.2127
  -2.000  -0.0561   0.05370   0.04576  -0.0967   0.9490   0.2132
  -1.750   0.0050   0.05111   0.04253  -0.1057   0.9350   0.2206
  -1.500   0.0544   0.05022   0.04129  -0.1109   0.9223   0.2309
  -1.250   0.0963   0.04972   0.04058  -0.1145   0.9102   0.2441
  -1.000   0.1293   0.04932   0.03998  -0.1165   0.8977   0.2588
  -0.750   0.1641   0.04923   0.03977  -0.1185   0.8858   0.2793
  -0.500   0.2060   0.04938   0.03985  -0.1212   0.8755   0.3146
  -0.250   0.2334   0.04955   0.03995  -0.1219   0.8641   0.3571
   0.000   0.2570   0.04994   0.04045  -0.1217   0.8532   0.3959
   0.250   0.2980   0.05041   0.04093  -0.1238   0.8442   0.4457
   0.500   0.3111   0.05109   0.04170  -0.1223   0.8332   0.4803
   0.750   0.3349   0.05178   0.04248  -0.1220   0.8239   0.5203
   1.000   0.3626   0.05236   0.04305  -0.1224   0.8150   0.5617
   1.250   0.3834   0.05306   0.04373  -0.1223   0.8059   0.5951
   1.500   0.4162   0.05345   0.04416  -0.1234   0.7977   0.6435
   1.750   0.4309   0.05423   0.04503  -0.1227   0.7894   0.6874
   2.000   0.4553   0.05445   0.04556  -0.1226   0.7823   0.7607
   2.250   0.4722   0.05496   0.04630  -0.1226   0.7744   1.0000
   2.500   0.5024   0.05657   0.04752  -0.1255   0.7666   1.0000
   2.750   0.5331   0.05813   0.04878  -0.1274   0.7601   1.0000
   3.000   0.5385   0.06006   0.05057  -0.1265   0.7542   1.0000
   3.250   0.5679   0.06154   0.05186  -0.1278   0.7478   1.0000
   3.500   0.5817   0.06344   0.05365  -0.1276   0.7423   1.0000
   3.750   0.5863   0.06565   0.05579  -0.1268   0.7394   1.0000
   4.000   0.5969   0.06772   0.05780  -0.1265   0.7360   1.0000
   4.250   0.6162   0.06967   0.05968  -0.1269   0.7321   1.0000
   4.500   0.6376   0.07182   0.06176  -0.1277   0.7297   1.0000
   4.750   0.6551   0.07423   0.06411  -0.1282   0.7284   1.0000
   6.750   0.7660   0.09100   0.08089  -0.1269   0.6777   1.0000
   7.000   0.7748   0.09164   0.08156  -0.1250   0.6541   1.0000
   7.250   0.8268   0.09096   0.08089  -0.1251   0.6266   1.0000
   7.500   0.8570   0.09177   0.08173  -0.1249   0.6117   1.0000
   7.750   0.8720   0.09335   0.08339  -0.1243   0.5985   1.0000
   8.000   0.8795   0.09543   0.08555  -0.1234   0.5850   1.0000
   8.250   0.8962   0.09703   0.08721  -0.1228   0.5703   1.0000
   8.500   0.9137   0.09867   0.08894  -0.1222   0.5555   1.0000
   8.750   0.9325   0.10021   0.09058  -0.1216   0.5398   1.0000
   9.000   0.9520   0.10160   0.09206  -0.1208   0.5228   1.0000
   9.250   0.9708   0.10300   0.09355  -0.1199   0.5054   1.0000
   9.500   0.9874   0.10462   0.09527  -0.1190   0.4883   1.0000
   9.750   0.9996   0.10692   0.09766  -0.1184   0.4726   1.0000
  10.000   1.0177   0.10892   0.09975  -0.1178   0.4599   1.0000
  10.250   1.0322   0.11139   0.10232  -0.1175   0.4485   1.0000
  10.500   1.0093   0.11811   0.10908  -0.1184   0.4380   1.0000
  10.750   1.0377   0.11910   0.11018  -0.1177   0.4282   1.0000
  11.000   1.0095   0.12683   0.11796  -0.1196   0.4228   1.0000
  11.250   1.0025   0.13245   0.12365  -0.1211   0.4204   1.0000
<< Back to GOE 501 AIRFOIL (goe501-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 501 AIRFOIL (goe501-il)