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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 501 AIRFOIL (goe501-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 29.72 at α=8°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe501-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe501-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.2682   0.12336   0.11662  -0.0417   0.9836   0.1442
  -8.750  -0.2729   0.12177   0.11506  -0.0455   0.9770   0.1465
  -8.500  -0.2745   0.11296   0.10617  -0.0519   0.9720   0.1054
  -8.250  -0.2561   0.10941   0.10256  -0.0520   0.9680   0.1011
  -8.000  -0.2518   0.10625   0.09941  -0.0539   0.9625   0.0998
  -7.750  -0.2450   0.10296   0.09611  -0.0569   0.9580   0.0998
  -7.500  -0.2488   0.10041   0.09359  -0.0572   0.9505   0.0990
  -7.250  -0.2466   0.09719   0.09037  -0.0596   0.9449   0.0982
  -7.000  -0.2532   0.09405   0.08727  -0.0608   0.9372   0.0966
  -6.750  -0.2528   0.08877   0.08198  -0.0667   0.9302   0.0945
  -6.500  -0.2535   0.08422   0.07742  -0.0707   0.9223   0.0939
  -6.250  -0.2376   0.08170   0.07487  -0.0725   0.9162   0.0957
  -6.000  -0.2239   0.07785   0.07096  -0.0766   0.9089   0.0970
  -5.750  -0.2090   0.07254   0.06556  -0.0831   0.9009   0.0974
  -5.500  -0.1850   0.06505   0.05785  -0.0937   0.8945   0.0974
  -5.250  -0.1603   0.05818   0.05066  -0.1031   0.8869   0.0995
  -5.000  -0.1127   0.04927   0.04091  -0.1179   0.8830   0.1031
  -4.750  -0.0766   0.04460   0.03555  -0.1245   0.8776   0.1055
  -4.500  -0.0503   0.04369   0.03460  -0.1252   0.8709   0.1086
  -4.250  -0.0105   0.04164   0.03216  -0.1291   0.8667   0.1134
  -4.000   0.0198   0.03953   0.02949  -0.1313   0.8601   0.1169
  -3.750   0.0506   0.03861   0.02847  -0.1325   0.8540   0.1212
  -3.500   0.0905   0.03750   0.02709  -0.1352   0.8500   0.1279
  -3.250   0.1135   0.03663   0.02591  -0.1350   0.8415   0.1326
  -3.000   0.1482   0.03597   0.02523  -0.1364   0.8360   0.1392
  -2.750   0.1781   0.03530   0.02430  -0.1371   0.8293   0.1484
  -2.500   0.2066   0.03483   0.02383  -0.1374   0.8219   0.1569
  -2.250   0.2463   0.03406   0.02296  -0.1394   0.8176   0.1714
  -2.000   0.2668   0.03389   0.02277  -0.1384   0.8076   0.1863
  -1.750   0.3049   0.03334   0.02221  -0.1401   0.8025   0.2115
  -1.500   0.3292   0.03333   0.02224  -0.1396   0.7933   0.2375
  -1.250   0.3636   0.03309   0.02201  -0.1405   0.7868   0.2695
  -1.000   0.3919   0.03312   0.02201  -0.1405   0.7790   0.2995
  -0.750   0.4204   0.03315   0.02208  -0.1405   0.7708   0.3319
  -0.500   0.4606   0.03277   0.02167  -0.1420   0.7668   0.3719
  -0.250   0.4770   0.03308   0.02204  -0.1403   0.7547   0.3942
   0.000   0.5166   0.03256   0.02147  -0.1416   0.7504   0.4245
   0.250   0.5341   0.03286   0.02181  -0.1401   0.7386   0.4448
   0.500   0.5722   0.03237   0.02131  -0.1411   0.7338   0.4737
   0.750   0.5903   0.03271   0.02171  -0.1397   0.7225   0.4971
   1.000   0.6260   0.03230   0.02135  -0.1404   0.7171   0.5319
   1.250   0.6446   0.03263   0.02176  -0.1390   0.7063   0.5642
   1.500   0.6773   0.03222   0.02148  -0.1392   0.7004   0.6131
   2.000   0.7157   0.03154   0.02150  -0.1352   0.6833   1.0000
   2.250   0.7366   0.03224   0.02200  -0.1346   0.6730   1.0000
   2.500   0.7695   0.03230   0.02187  -0.1353   0.6667   1.0000
   3.000   0.8183   0.03321   0.02254  -0.1345   0.6504   1.0000
   3.500   0.8638   0.03430   0.02347  -0.1333   0.6345   1.0000
   3.750   0.9020   0.03403   0.02311  -0.1343   0.6310   1.0000
   4.000   0.9064   0.03560   0.02467  -0.1318   0.6193   1.0000
   4.250   0.9433   0.03533   0.02433  -0.1326   0.6156   1.0000
   4.500   0.9481   0.03695   0.02596  -0.1302   0.6045   1.0000
   4.750   0.9841   0.03664   0.02563  -0.1307   0.6003   1.0000
   5.000   0.9908   0.03819   0.02719  -0.1286   0.5900   1.0000
   5.250   1.0263   0.03777   0.02675  -0.1289   0.5851   1.0000
   5.500   1.0370   0.03903   0.02804  -0.1271   0.5755   1.0000
   5.750   1.0693   0.03879   0.02780  -0.1271   0.5697   1.0000
   6.000   1.0883   0.03951   0.02854  -0.1260   0.5620   1.0000
   6.250   1.1106   0.03996   0.02904  -0.1251   0.5545   1.0000
   6.500   1.1552   0.03896   0.02804  -0.1261   0.5505   1.0000
   6.750   1.1494   0.04136   0.03054  -0.1230   0.5394   1.0000
   7.000   1.1926   0.04037   0.02959  -0.1238   0.5347   1.0000
   7.250   1.1894   0.04261   0.03192  -0.1209   0.5240   1.0000
   7.500   1.2304   0.04169   0.03104  -0.1214   0.5183   1.0000
   7.750   1.2290   0.04378   0.03323  -0.1186   0.5077   1.0000
   8.000   1.2703   0.04274   0.03224  -0.1190   0.5009   1.0000
   8.250   1.2652   0.04505   0.03467  -0.1160   0.4898   1.0000
   8.500   1.3029   0.04434   0.03403  -0.1161   0.4834   1.0000
   8.750   1.2913   0.04733   0.03718  -0.1130   0.4727   1.0000
   9.000   1.3274   0.04664   0.03658  -0.1129   0.4660   1.0000
   9.250   1.3122   0.04997   0.04007  -0.1098   0.4543   1.0000
   9.500   1.3576   0.04831   0.03849  -0.1099   0.4476   1.0000
   9.750   1.3351   0.05227   0.04262  -0.1066   0.4346   1.0000
  10.000   1.3377   0.05421   0.04471  -0.1047   0.4235   1.0000
  10.250   1.3672   0.05359   0.04419  -0.1038   0.4145   1.0000
  10.500   1.3511   0.05736   0.04812  -0.1014   0.4009   1.0000
  10.750   1.3477   0.06005   0.05095  -0.0997   0.3880   1.0000
  11.000   1.3638   0.06051   0.05151  -0.0983   0.3762   1.0000
  11.250   1.3823   0.06044   0.05153  -0.0967   0.3629   1.0000
  11.500   1.3828   0.06244   0.05361  -0.0951   0.3475   1.0000
  11.750   1.3806   0.06485   0.05611  -0.0936   0.3314   1.0000
  12.000   1.3793   0.06730   0.05861  -0.0923   0.3154   1.0000
  12.250   1.3787   0.06982   0.06118  -0.0913   0.2999   1.0000
  12.500   1.3784   0.07248   0.06389  -0.0904   0.2851   1.0000
  12.750   1.3786   0.07525   0.06672  -0.0897   0.2716   1.0000
  13.000   1.3810   0.07786   0.06940  -0.0890   0.2596   1.0000
  13.250   1.3870   0.07993   0.07149  -0.0883   0.2483   1.0000
  13.500   1.3963   0.08147   0.07301  -0.0874   0.2374   1.0000
  13.750   1.3987   0.08419   0.07578  -0.0870   0.2268   1.0000
  14.000   1.3991   0.08732   0.07897  -0.0868   0.2166   1.0000
  14.250   1.4056   0.08942   0.08107  -0.0862   0.2066   1.0000
  14.500   1.4134   0.09129   0.08289  -0.0856   0.1966   1.0000
  14.750   1.4110   0.09507   0.08679  -0.0858   0.1872   1.0000
  15.000   1.4210   0.09668   0.08833  -0.0850   0.1780   1.0000
  15.250   1.4195   0.10040   0.09218  -0.0853   0.1691   1.0000
  15.500   1.4251   0.10293   0.09474  -0.0851   0.1609   1.0000
  15.750   1.4215   0.10714   0.09912  -0.0858   0.1532   1.0000
  16.000   1.4295   0.10934   0.10135  -0.0856   0.1462   1.0000
  16.250   1.4140   0.11588   0.10820  -0.0878   0.1404   1.0000
  16.500   1.4256   0.11723   0.10953  -0.0874   0.1339   1.0000
  16.750   1.4034   0.12533   0.11794  -0.0909   0.1296   1.0000
  17.000   1.3830   0.13334   0.12621  -0.0947   0.1252   1.0000
  17.250   1.3992   0.13352   0.12633  -0.0939   0.1195   1.0000
  17.500   1.3517   0.14811   0.14127  -0.1022   0.1169   1.0000
<< Back to GOE 501 AIRFOIL (goe501-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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