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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 502 AIRFOIL (goe502-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 18.75 at α=4.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe502-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe502-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.2059   0.11730   0.10984  -0.0615   0.9628   0.0943
  -9.000  -0.2059   0.11193   0.10444  -0.0667   0.9564   0.0923
  -8.750  -0.2007   0.10817   0.10068  -0.0694   0.9487   0.0923
  -8.500  -0.1949   0.10380   0.09629  -0.0734   0.9419   0.0925
  -8.250  -0.1813   0.10136   0.09387  -0.0748   0.9344   0.0935
  -8.000  -0.1750   0.09754   0.09004  -0.0777   0.9268   0.0937
  -7.750  -0.1833   0.09275   0.08526  -0.0807   0.9174   0.0929
  -7.500  -0.1913   0.08770   0.08020  -0.0841   0.9084   0.0925
  -7.250  -0.2020   0.08420   0.07672  -0.0848   0.8977   0.0923
  -7.000  -0.2092   0.07754   0.07002  -0.0905   0.8890   0.0924
  -6.750  -0.2419   0.06738   0.05974  -0.0984   0.8754   0.0924
  -6.500  -0.2155   0.06624   0.05862  -0.0998   0.8702   0.0942
  -6.250  -0.2296   0.05852   0.05061  -0.1061   0.8586   0.0952
  -6.000  -0.2133   0.05201   0.04361  -0.1136   0.8523   0.0974
  -5.750  -0.1992   0.04753   0.03861  -0.1173   0.8443   0.0993
  -5.500  -0.1765   0.04391   0.03439  -0.1205   0.8372   0.1020
  -5.250  -0.1435   0.04299   0.03349  -0.1220   0.8327   0.1052
  -5.000  -0.1276   0.04191   0.03222  -0.1215   0.8237   0.1085
  -4.750  -0.0976   0.04009   0.03004  -0.1232   0.8177   0.1131
  -4.500  -0.0616   0.03906   0.02898  -0.1250   0.8138   0.1177
  -4.250  -0.0474   0.03835   0.02805  -0.1237   0.8038   0.1229
  -4.000  -0.0151   0.03760   0.02730  -0.1248   0.7985   0.1302
  -3.750   0.0144   0.03678   0.02638  -0.1255   0.7927   0.1400
  -3.500   0.0353   0.03631   0.02582  -0.1249   0.7840   0.1514
  -3.250   0.0705   0.03576   0.02533  -0.1261   0.7796   0.1692
  -3.000   0.0904   0.03578   0.02535  -0.1252   0.7709   0.1857
  -2.750   0.1189   0.03569   0.02522  -0.1253   0.7643   0.2050
  -2.500   0.1565   0.03542   0.02486  -0.1266   0.7604   0.2271
  -2.250   0.1698   0.03600   0.02545  -0.1246   0.7502   0.2413
  -2.000   0.2006   0.03604   0.02544  -0.1249   0.7446   0.2610
  -1.750   0.2381   0.03580   0.02515  -0.1259   0.7411   0.2809
  -1.500   0.2482   0.03639   0.02562  -0.1237   0.7299   0.2937
  -1.250   0.2801   0.03620   0.02539  -0.1240   0.7249   0.3089
  -1.000   0.3185   0.03568   0.02481  -0.1252   0.7216   0.3220
  -0.750   0.3257   0.03637   0.02539  -0.1227   0.7101   0.3306
  -0.500   0.3575   0.03607   0.02505  -0.1230   0.7050   0.3415
  -0.250   0.3971   0.03555   0.02436  -0.1245   0.7018   0.3564
   0.250   0.4334   0.03637   0.02508  -0.1220   0.6850   0.3779
   0.500   0.4722   0.03592   0.02457  -0.1232   0.6817   0.3934
   1.000   0.5054   0.03712   0.02568  -0.1205   0.6649   0.4185
   1.250   0.5434   0.03669   0.02522  -0.1215   0.6616   0.4357
   1.750   0.5731   0.03815   0.02670  -0.1185   0.6450   0.4635
   2.000   0.6108   0.03771   0.02625  -0.1195   0.6419   0.4850
   2.500   0.6380   0.03942   0.02805  -0.1164   0.6255   0.5201
   2.750   0.6751   0.03890   0.02763  -0.1172   0.6226   0.5486
   3.250   0.6973   0.04086   0.02988  -0.1137   0.6064   0.6039
   3.500   0.7320   0.04011   0.02943  -0.1137   0.6037   0.6758
   4.000   0.7463   0.04219   0.03182  -0.1094   0.5872   1.0000
   4.250   0.7853   0.04189   0.03132  -0.1103   0.5848   1.0000
   4.750   0.8007   0.04530   0.03459  -0.1073   0.5684   1.0000
   5.000   0.8385   0.04492   0.03408  -0.1078   0.5662   1.0000
   5.500   0.8483   0.04893   0.03804  -0.1046   0.5495   1.0000
   6.250   0.8904   0.05316   0.04219  -0.1018   0.5303   1.0000
   6.750   0.8949   0.05830   0.04735  -0.0994   0.5132   1.0000
   7.000   0.9273   0.05805   0.04707  -0.0991   0.5109   1.0000
   7.500   0.9277   0.06379   0.05286  -0.0968   0.4935   1.0000
   7.750   0.9607   0.06341   0.05247  -0.0965   0.4913   1.0000
   8.000   0.9295   0.06948   0.05863  -0.0949   0.4766   1.0000
   8.250   0.9599   0.06936   0.05851  -0.0945   0.4736   1.0000
   8.750   0.9670   0.07433   0.06356  -0.0926   0.4561   1.0000
   9.000   1.0031   0.07309   0.06233  -0.0918   0.4526   1.0000
   9.500   0.9877   0.08005   0.06940  -0.0898   0.4276   1.0000
   9.750   1.0082   0.08044   0.06982  -0.0889   0.4206   1.0000
  10.000   1.0431   0.07908   0.06850  -0.0879   0.4172   1.0000
  10.250   1.0245   0.08424   0.07372  -0.0874   0.4032   1.0000
  10.500   1.0567   0.08314   0.07268  -0.0863   0.3996   1.0000
  10.750   1.0408   0.08807   0.07769  -0.0861   0.3857   1.0000
  11.000   1.0726   0.08687   0.07654  -0.0849   0.3819   1.0000
  11.250   1.0580   0.09176   0.08151  -0.0848   0.3681   1.0000
  11.500   1.0896   0.09045   0.08027  -0.0836   0.3644   1.0000
  12.000   1.1080   0.09376   0.08372  -0.0823   0.3468   1.0000
  12.250   1.0942   0.09884   0.08888  -0.0826   0.3324   1.0000
  12.500   1.1262   0.09710   0.08722  -0.0811   0.3292   1.0000
  13.000   1.1031   0.10718   0.09744  -0.0824   0.3022   1.0000
  13.250   1.1270   0.10657   0.09690  -0.0812   0.2974   1.0000
  13.750   1.1399   0.11117   0.10164  -0.0810   0.2805   1.0000
  14.250   1.1483   0.11675   0.10735  -0.0814   0.2642   1.0000
  14.750   1.1533   0.12309   0.11381  -0.0823   0.2483   1.0000
  15.000   1.1854   0.12063   0.11141  -0.0804   0.2457   1.0000
  15.500   1.1900   0.12668   0.11757  -0.0815   0.2294   1.0000
  15.750   1.1671   0.13481   0.12578  -0.0847   0.2176   1.0000
  16.000   1.2071   0.13020   0.12122  -0.0817   0.2148   1.0000
  16.500   1.2123   0.13621   0.12734  -0.0833   0.1999   1.0000
  16.750   1.1779   0.14724   0.13845  -0.0885   0.1883   1.0000
  17.000   1.2103   0.14394   0.13519  -0.0860   0.1854   1.0000
<< Back to GOE 502 AIRFOIL (goe502-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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