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

GOE 502 AIRFOIL (goe502-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 502 AIRFOIL (goe502-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 42.12 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe502-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe502-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 502 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.1595   0.11810   0.11312  -0.0594   0.9591   0.1489
  -8.500  -0.1877   0.11787   0.11293  -0.0668   0.9497   0.1541
  -8.250  -0.1627   0.11276   0.10782  -0.0680   0.9446   0.1554
  -8.000  -0.1214   0.10847   0.10349  -0.0693   0.9417   0.1586
  -7.750  -0.0963   0.10518   0.10016  -0.0736   0.9386   0.1639
  -7.500  -0.1433   0.10585   0.10091  -0.0778   0.9239   0.1690
  -7.250  -0.1034   0.09997   0.09500  -0.0803   0.9224   0.1707
  -7.000  -0.0933   0.09782   0.09287  -0.0777   0.9127   0.1722
  -6.750  -0.0661   0.09455   0.08958  -0.0802   0.9082   0.1755
  -6.500  -0.0473   0.09131   0.08631  -0.0852   0.9046   0.1811
  -6.250  -0.2143   0.06883   0.06371  -0.1004   0.8757   0.1154
  -6.000  -0.1910   0.06461   0.05942  -0.1041   0.8707   0.1143
  -5.750  -0.2067   0.04732   0.04114  -0.1203   0.8613   0.1089
  -5.500  -0.1806   0.04228   0.03542  -0.1250   0.8548   0.1096
  -5.250  -0.1395   0.03891   0.03148  -0.1295   0.8512   0.1114
  -5.000  -0.1199   0.03737   0.02956  -0.1293   0.8427   0.1132
  -4.750  -0.0882   0.03579   0.02760  -0.1307   0.8362   0.1165
  -4.500  -0.0467   0.03473   0.02657  -0.1330   0.8325   0.1211
  -4.250  -0.0288   0.03422   0.02587  -0.1318   0.8232   0.1246
  -4.000   0.0055   0.03309   0.02459  -0.1329   0.8172   0.1294
  -3.750   0.0502   0.03205   0.02349  -0.1354   0.8139   0.1384
  -3.500   0.0644   0.03201   0.02352  -0.1335   0.8036   0.1449
  -3.250   0.1006   0.03123   0.02274  -0.1346   0.7984   0.1585
  -3.000   0.1466   0.03031   0.02192  -0.1371   0.7956   0.1888
  -2.750   0.1963   0.02994   0.02170  -0.1399   0.7937   0.2277
  -2.500   0.1970   0.03075   0.02245  -0.1358   0.7796   0.2405
  -2.250   0.2439   0.03038   0.02212  -0.1381   0.7773   0.2623
  -2.000   0.2492   0.03125   0.02294  -0.1347   0.7648   0.2730
  -1.750   0.2914   0.03081   0.02255  -0.1363   0.7613   0.2903
  -1.500   0.3402   0.03008   0.02180  -0.1390   0.7592   0.3070
  -1.250   0.3459   0.03084   0.02241  -0.1357   0.7476   0.3171
  -1.000   0.3856   0.03035   0.02202  -0.1370   0.7435   0.3322
  -0.750   0.4350   0.02957   0.02125  -0.1399   0.7411   0.3502
  -0.500   0.4861   0.02870   0.02035  -0.1430   0.7390   0.3687
  -0.250   0.4802   0.02980   0.02141  -0.1379   0.7257   0.3766
   0.000   0.5272   0.02900   0.02061  -0.1405   0.7227   0.3921
   0.250   0.5771   0.02810   0.01966  -0.1435   0.7202   0.4099
   0.500   0.5727   0.02929   0.02083  -0.1387   0.7078   0.4187
   0.750   0.6146   0.02869   0.02024  -0.1404   0.7038   0.4362
   1.000   0.6626   0.02790   0.01943  -0.1431   0.7010   0.4563
   1.250   0.7113   0.02720   0.01868  -0.1461   0.6980   0.4783
   1.500   0.6958   0.02872   0.02030  -0.1396   0.6847   0.4855
   1.750   0.7419   0.02798   0.01957  -0.1419   0.6815   0.5085
   2.000   0.7820   0.02756   0.01918  -0.1435   0.6776   0.5323
   2.250   0.7678   0.02911   0.02083  -0.1373   0.6655   0.5435
   2.500   0.8149   0.02832   0.02011  -0.1398   0.6622   0.5746
   2.750   0.8666   0.02749   0.01936  -0.1431   0.6596   0.6166
   3.000   0.8377   0.02972   0.02178  -0.1349   0.6466   0.6314
   3.250   0.8831   0.02874   0.02110  -0.1369   0.6434   0.7150
   3.500   0.9446   0.02744   0.02001  -0.1418   0.6407   1.0000
   3.750   0.9109   0.03015   0.02278  -0.1334   0.6281   1.0000
   4.000   0.9584   0.02972   0.02216  -0.1361   0.6247   1.0000
   4.250   1.0118   0.02907   0.02134  -0.1395   0.6221   1.0000
   4.500   0.9652   0.03227   0.02465  -0.1293   0.6090   1.0000
   4.750   1.0169   0.03163   0.02390  -0.1324   0.6061   1.0000
   5.000   1.0710   0.03093   0.02309  -0.1359   0.6037   1.0000
   5.250   1.0036   0.03529   0.02757  -0.1234   0.5897   1.0000
   5.500   1.0613   0.03412   0.02633  -0.1269   0.5875   1.0000
   5.750   1.1244   0.03303   0.02516  -0.1315   0.5854   1.0000
   6.000   1.0337   0.03913   0.03138  -0.1173   0.5700   1.0000
   6.250   1.0947   0.03744   0.02965  -0.1205   0.5686   1.0000
   6.500   1.1701   0.03537   0.02750  -0.1260   0.5671   1.0000
   6.750   1.0637   0.04337   0.03565  -0.1119   0.5502   1.0000
   7.000   1.1458   0.03967   0.03188  -0.1162   0.5499   1.0000
   7.250   1.2710   0.03465   0.02673  -0.1271   0.5483   1.0000
   7.500   1.0758   0.04894   0.04126  -0.1055   0.5258   1.0000
   7.750   1.1557   0.04409   0.03637  -0.1080   0.5247   1.0000
   8.000   1.2969   0.03689   0.02904  -0.1184   0.5251   1.0000
   8.250   1.2701   0.03959   0.03182  -0.1118   0.5155   1.0000
   8.500   1.3692   0.03615   0.02830  -0.1197   0.5125   1.0000
   8.750   1.2379   0.04528   0.03763  -0.1033   0.4974   1.0000
   9.000   1.3403   0.04024   0.03256  -0.1093   0.4963   1.0000
   9.250   1.4559   0.03627   0.02847  -0.1193   0.4925   1.0000
   9.500   1.3123   0.04535   0.03781  -0.1010   0.4789   1.0000
   9.750   1.4302   0.03966   0.03205  -0.1087   0.4765   1.0000
  10.000   1.4726   0.03891   0.03130  -0.1099   0.4697   1.0000
  10.250   1.4220   0.04277   0.03531  -0.1013   0.4599   1.0000
  10.500   1.5585   0.03735   0.02970  -0.1127   0.4539   1.0000
  10.750   1.4398   0.04446   0.03712  -0.0969   0.4436   1.0000
  11.000   1.5883   0.03771   0.03011  -0.1084   0.4359   1.0000
  11.250   1.4883   0.04392   0.03666  -0.0949   0.4267   1.0000
  11.500   1.5844   0.03928   0.03182  -0.1003   0.4165   1.0000
  11.750   1.5373   0.04286   0.03561  -0.0927   0.4067   1.0000
  12.000   1.5646   0.04199   0.03470  -0.0917   0.3951   1.0000
  12.250   1.6023   0.04039   0.03295  -0.0916   0.3818   1.0000
  12.500   1.5714   0.04331   0.03603  -0.0862   0.3703   1.0000
  12.750   1.5690   0.04460   0.03734  -0.0833   0.3575   1.0000
  13.000   1.5795   0.04508   0.03776  -0.0814   0.3441   1.0000
  13.250   1.5930   0.04547   0.03804  -0.0798   0.3304   1.0000
  13.500   1.5767   0.04830   0.04096  -0.0768   0.3174   1.0000
  13.750   1.5701   0.05064   0.04332  -0.0746   0.3046   1.0000
  14.000   1.5728   0.05231   0.04493  -0.0730   0.2921   1.0000
  14.250   1.5836   0.05334   0.04582  -0.0717   0.2800   1.0000
  14.500   1.5713   0.05662   0.04921  -0.0699   0.2691   1.0000
  14.750   1.5714   0.05890   0.05148  -0.0687   0.2587   1.0000
  15.000   1.5846   0.05987   0.05228  -0.0677   0.2481   1.0000
  15.250   1.5706   0.06375   0.05632  -0.0665   0.2391   1.0000
  15.500   1.5769   0.06555   0.05805  -0.0656   0.2296   1.0000
  15.750   1.5745   0.06833   0.06086  -0.0648   0.2206   1.0000
  16.000   1.5736   0.07109   0.06365  -0.0641   0.2119   1.0000
  16.250   1.5904   0.07182   0.06415  -0.0633   0.2018   1.0000
  16.500   1.5724   0.07665   0.06922  -0.0630   0.1945   1.0000
  16.750   1.5846   0.07797   0.07039  -0.0623   0.1851   1.0000
  17.000   1.5756   0.08188   0.07442  -0.0621   0.1774   1.0000
  17.250   1.5821   0.08403   0.07651  -0.0616   0.1690   1.0000
  17.500   1.5826   0.08687   0.07937  -0.0614   0.1614   1.0000
  17.750   1.5844   0.08973   0.08225  -0.0612   0.1545   1.0000
  18.000   1.5814   0.09311   0.08572  -0.0614   0.1484   1.0000
  18.250   1.5941   0.09465   0.08718  -0.0609   0.1422   1.0000
  18.500   1.5753   0.10018   0.09298  -0.0620   0.1382   1.0000
  18.750   1.6038   0.09953   0.09211  -0.0610   0.1321   1.0000
  19.000   1.5879   0.10480   0.09763  -0.0620   0.1290   1.0000
  19.250   1.5639   0.11130   0.10442  -0.0640   0.1263   1.0000
<< Back to GOE 502 AIRFOIL (goe502-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 502 AIRFOIL (goe502-il)