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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 502 AIRFOIL (goe502-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.38 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe502-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe502-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.3177   0.13854   0.13217  -0.0147   1.0000   0.2340
  -8.000  -0.3515   0.14072   0.13447  -0.0137   1.0000   0.2370
  -7.750  -0.3628   0.13911   0.13295  -0.0126   1.0000   0.2383
  -7.500  -0.3401   0.13407   0.12791  -0.0110   1.0000   0.2413
  -7.250  -0.3369   0.13201   0.12589  -0.0093   1.0000   0.2453
  -7.000  -0.3441   0.13093   0.12487  -0.0079   1.0000   0.2503
  -6.750  -0.3717   0.13177   0.12582  -0.0066   1.0000   0.2549
  -6.500  -0.4152   0.13386   0.12804  -0.0045   1.0000   0.2563
  -6.250  -0.3801   0.12739   0.12157  -0.0038   1.0000   0.2599
  -6.000  -0.3724   0.12509   0.11930  -0.0024   0.9997   0.2652
  -5.750  -0.3771   0.12456   0.11879  -0.0061   0.9916   0.2741
  -5.500  -0.4296   0.12701   0.12135  -0.0061   0.9874   0.2761
  -5.250  -0.3360   0.11755   0.11176  -0.0123   0.9733   0.2838
  -5.000  -0.3344   0.11608   0.11030  -0.0136   0.9652   0.2910
  -4.750  -0.3880   0.11818   0.11251  -0.0149   0.9607   0.2962
  -4.500  -0.3452   0.11233   0.10663  -0.0152   0.9506   0.3000
  -4.250  -0.3268   0.10974   0.10404  -0.0157   0.9421   0.3077
  -4.000  -0.3533   0.10988   0.10421  -0.0222   0.9376   0.3173
  -3.750  -0.3359   0.10593   0.10029  -0.0177   0.9291   0.3208
  -3.500  -0.3122   0.10336   0.09768  -0.0195   0.9212   0.3290
  -3.250  -0.3047   0.08169   0.07534  -0.0586   0.9254   0.2002
  -3.000  -0.2794   0.07764   0.07117  -0.0630   0.9166   0.1959
  -2.750  -0.2357   0.07073   0.06386  -0.0749   0.9089   0.1941
  -2.500  -0.1840   0.06406   0.05653  -0.0868   0.8993   0.1970
  -2.250  -0.1430   0.06015   0.05204  -0.0937   0.8918   0.2044
  -2.000  -0.1083   0.05940   0.05108  -0.0964   0.8825   0.2160
  -1.750  -0.0883   0.05879   0.05040  -0.0968   0.8760   0.2258
  -1.500  -0.0425   0.05854   0.04993  -0.1004   0.8667   0.2518
  -1.250  -0.0352   0.05860   0.05002  -0.0985   0.8619   0.2678
  -1.000  -0.0122   0.05862   0.04986  -0.0990   0.8556   0.2984
  -0.750  -0.0717   0.05980   0.05121  -0.0908   0.9177   0.2809
  -0.500  -0.0389   0.06084   0.05217  -0.0922   0.9066   0.3147
  -0.250  -0.0148   0.06138   0.05265  -0.0924   0.8919   0.3394
   0.000   0.0788   0.06239   0.05369  -0.0978   0.8301   0.3982
   0.250   0.0818   0.06305   0.05445  -0.0955   0.8282   0.4102
   0.500   0.0953   0.06378   0.05506  -0.0954   0.8276   0.4246
   0.750   0.1094   0.06466   0.05587  -0.0951   0.8279   0.4368
   1.000   0.1300   0.06579   0.05694  -0.0959   0.8298   0.4492
   1.250   0.0550   0.06700   0.05829  -0.0870   0.9074   0.4393
   1.500   0.0791   0.06840   0.05965  -0.0880   0.9034   0.4526
   1.750   0.0937   0.06844   0.05956  -0.0879   0.8946   0.4644
   2.000   0.1263   0.07019   0.06116  -0.0903   0.8882   0.4822
   2.250   0.1443   0.07140   0.06237  -0.0905   0.8844   0.4958
   2.500   0.1611   0.07181   0.06274  -0.0905   0.8742   0.5104
   2.750   0.2002   0.07450   0.06531  -0.0938   0.8681   0.5334
   3.000   0.2062   0.07469   0.06547  -0.0926   0.8625   0.5470
   3.250   0.2327   0.07611   0.06686  -0.0939   0.8530   0.5696
   3.500   0.2657   0.07882   0.06953  -0.0963   0.8482   0.5975
   3.750   0.2723   0.07879   0.06957  -0.0951   0.8378   0.6170
   4.000   0.3070   0.08124   0.07211  -0.0976   0.8318   0.6545
   4.250   0.3149   0.08190   0.07291  -0.0967   0.8242   0.6853
   4.500   0.3429   0.08327   0.07469  -0.0979   0.8153   0.7562
   4.750   0.3582   0.08417   0.07584  -0.0986   0.8083   1.0000
   5.000   0.3863   0.08626   0.07757  -0.1015   0.7978   1.0000
   5.250   0.4167   0.08958   0.08058  -0.1041   0.7924   1.0000
   5.500   0.4262   0.09043   0.08130  -0.1035   0.7801   1.0000
   5.750   0.4655   0.09471   0.08535  -0.1067   0.7752   1.0000
   6.000   0.4585   0.09453   0.08514  -0.1042   0.7638   1.0000
   6.250   0.4952   0.09833   0.08880  -0.1068   0.7572   1.0000
   6.500   0.4912   0.09885   0.08929  -0.1049   0.7467   1.0000
   6.750   0.5224   0.10212   0.09246  -0.1067   0.7393   1.0000
   7.000   0.5234   0.10344   0.09377  -0.1055   0.7303   1.0000
   7.250   0.5507   0.10630   0.09657  -0.1069   0.7208   1.0000
   7.500   0.5570   0.10837   0.09861  -0.1064   0.7134   1.0000
   7.750   0.5796   0.11081   0.10102  -0.1072   0.7017   1.0000
   8.000   0.5865   0.11298   0.10319  -0.1068   0.6931   1.0000
   8.250   0.6136   0.11587   0.10606  -0.1080   0.6811   1.0000
   8.500   0.6139   0.11746   0.10767  -0.1070   0.6698   1.0000
   8.750   0.6568   0.12214   0.11233  -0.1095   0.6597   1.0000
   9.000   0.6467   0.12246   0.11269  -0.1078   0.6458   1.0000
   9.250   0.6606   0.12539   0.11564  -0.1081   0.6356   1.0000
   9.500   0.6932   0.12899   0.11925  -0.1095   0.6222   1.0000
   9.750   0.6884   0.13018   0.12047  -0.1085   0.6079   1.0000
  10.000   0.6981   0.13301   0.12334  -0.1088   0.5967   1.0000
  10.250   0.7380   0.13764   0.12799  -0.1104   0.5839   1.0000
  10.500   0.7334   0.13861   0.12901  -0.1097   0.5685   1.0000
  10.750   0.7334   0.14101   0.13145  -0.1096   0.5568   1.0000
  11.000   0.7667   0.14553   0.13600  -0.1109   0.5465   1.0000
  11.250   0.7650   0.14684   0.13735  -0.1105   0.5321   1.0000
  11.500   0.7702   0.15008   0.14061  -0.1111   0.5247   1.0000
  11.750   0.7917   0.15309   0.14366  -0.1116   0.5120   1.0000
  12.000   0.7876   0.15559   0.14620  -0.1120   0.5046   1.0000
  12.250   0.8090   0.15878   0.14944  -0.1125   0.4937   1.0000
  12.500   0.8140   0.16225   0.15294  -0.1134   0.4889   1.0000
  12.750   0.8192   0.16411   0.15484  -0.1137   0.4773   1.0000
  13.000   0.8455   0.16929   0.16006  -0.1147   0.4720   1.0000
  13.250   0.8319   0.16982   0.16062  -0.1153   0.4630   1.0000
  13.500   0.8646   0.17481   0.16569  -0.1158   0.4550   1.0000
<< Back to GOE 502 AIRFOIL (goe502-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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