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

GOE 503 AIRFOIL (goe503-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 503 AIRFOIL (goe503-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.16 at α=10.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe503-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe503-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 503 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.2909   0.15296   0.14729  -0.0268   1.0000   0.1596
 -10.500  -0.3145   0.15429   0.14876  -0.0259   1.0000   0.1608
 -10.250  -0.3403   0.15574   0.15033  -0.0250   1.0000   0.1613
 -10.000  -0.3093   0.14781   0.14238  -0.0220   1.0000   0.1659
  -9.750  -0.3141   0.14637   0.14102  -0.0203   1.0000   0.1702
  -9.500  -0.3267   0.14582   0.14054  -0.0192   1.0000   0.1740
  -9.250  -0.3482   0.14632   0.14115  -0.0185   1.0000   0.1762
  -9.000  -0.3754   0.14738   0.14233  -0.0179   1.0000   0.1770
  -8.750  -0.3579   0.14169   0.13666  -0.0158   1.0000   0.1803
  -8.500  -0.3337   0.13760   0.13253  -0.0196   0.9937   0.1875
  -8.250  -0.3451   0.13704   0.13202  -0.0243   0.9859   0.1929
  -8.000  -0.3216   0.13155   0.12652  -0.0274   0.9783   0.1970
  -7.750  -0.3036   0.12820   0.12313  -0.0307   0.9711   0.2070
  -7.500  -0.3295   0.12840   0.12342  -0.0322   0.9622   0.2100
  -7.250  -0.2894   0.12203   0.11698  -0.0345   0.9554   0.2199
  -7.000  -0.3054   0.12113   0.11613  -0.0350   0.9468   0.2254
  -6.750  -0.3408   0.12158   0.11667  -0.0348   0.9389   0.2272
  -6.500  -0.2991   0.11527   0.11031  -0.0359   0.9317   0.2372
  -6.250  -0.3211   0.11449   0.10958  -0.0354   0.9245   0.2422
  -6.000  -0.3583   0.11476   0.10988  -0.0364   0.9172   0.2447
  -5.750  -0.3227   0.10929   0.10440  -0.0357   0.9108   0.2582
  -5.500  -0.3570   0.10929   0.10442  -0.0353   0.9044   0.2615
  -5.250  -0.3320   0.10464   0.09977  -0.0348   0.8981   0.2754
  -5.000  -0.3503   0.10293   0.09807  -0.0340   0.8927   0.2809
  -4.750  -0.3474   0.10049   0.09564  -0.0317   0.8873   0.2922
  -4.500  -0.3387   0.09746   0.09258  -0.0320   0.8822   0.3070
  -4.250  -0.3467   0.09537   0.09049  -0.0300   0.8776   0.3185
  -4.000  -0.3551   0.09356   0.08866  -0.0285   0.8742   0.3326
  -3.750  -0.3548   0.09125   0.08634  -0.0264   0.8709   0.3504
  -3.500  -0.3559   0.08991   0.08491  -0.0257   0.8684   0.3792
  -3.250  -0.3477   0.08655   0.08162  -0.0220   0.8636   0.4035
  -3.000  -0.3563   0.08473   0.07983  -0.0177   0.8628   0.4336
  -2.750  -0.3636   0.08292   0.07808  -0.0124   0.8630   0.4688
  -2.500  -0.3685   0.08107   0.07629  -0.0075   0.8645   0.5061
  -2.250  -0.2540   0.07333   0.06626  -0.0456   0.8655   0.2460
  -1.750  -0.3455   0.07346   0.06671  -0.0278   0.9539   0.2439
  -1.500  -0.3217   0.07142   0.06440  -0.0290   0.9466   0.2415
  -1.250  -0.2920   0.07036   0.06291  -0.0312   0.9423   0.2402
  -1.000  -0.2773   0.06855   0.06078  -0.0307   0.9357   0.2396
  -0.750  -0.2435   0.06820   0.05978  -0.0330   0.9288   0.2445
  -0.500  -0.2301   0.06730   0.05875  -0.0322   0.9238   0.2477
  -0.250  -0.2051   0.06724   0.05849  -0.0329   0.9152   0.2545
   0.000  -0.1813   0.06750   0.05827  -0.0335   0.9106   0.2629
   0.250  -0.1632   0.06717   0.05788  -0.0332   0.9011   0.2705
   0.500  -0.1341   0.06822   0.05859  -0.0345   0.8960   0.2821
   0.750  -0.1201   0.06788   0.05809  -0.0336   0.8863   0.2927
   1.000  -0.0885   0.06937   0.05938  -0.0355   0.8803   0.3089
   1.250  -0.0749   0.06908   0.05900  -0.0346   0.8701   0.3215
   1.500  -0.0443   0.07085   0.06059  -0.0362   0.8646   0.3414
   1.750  -0.0292   0.07079   0.06043  -0.0357   0.8537   0.3571
   2.000   0.0026   0.07253   0.06193  -0.0381   0.8475   0.3800
   2.250   0.0311   0.07332   0.06268  -0.0402   0.8368   0.4025
   2.500   0.0571   0.07471   0.06399  -0.0419   0.8301   0.4272
   2.750   0.0911   0.07609   0.06543  -0.0446   0.8197   0.4615
   3.000   0.1081   0.07682   0.06636  -0.0449   0.8120   0.4929
   3.250   0.1860   0.07934   0.07039  -0.0574   0.8030   1.0000
   3.500   0.1940   0.08030   0.07108  -0.0560   0.7929   1.0000
   3.750   0.2336   0.08387   0.07422  -0.0590   0.7855   1.0000
   4.000   0.2324   0.08396   0.07416  -0.0564   0.7742   1.0000
   4.250   0.2607   0.08700   0.07693  -0.0579   0.7684   1.0000
   4.500   0.2665   0.08767   0.07748  -0.0563   0.7568   1.0000
   4.750   0.2810   0.08969   0.07934  -0.0560   0.7494   1.0000
   5.000   0.3011   0.09161   0.08111  -0.0563   0.7391   1.0000
   5.250   0.3088   0.09324   0.08265  -0.0553   0.7319   1.0000
   5.500   0.3316   0.09548   0.08476  -0.0560   0.7222   1.0000
   5.750   0.3359   0.09687   0.08609  -0.0547   0.7138   1.0000
   6.000   0.3615   0.09950   0.08860  -0.0557   0.7051   1.0000
   6.250   0.3629   0.10077   0.08982  -0.0541   0.6968   1.0000
   6.500   0.3908   0.10364   0.09261  -0.0554   0.6881   1.0000
   6.750   0.3892   0.10471   0.09365  -0.0536   0.6791   1.0000
   7.000   0.4175   0.10780   0.09666  -0.0550   0.6714   1.0000
   7.250   0.4149   0.10879   0.09764  -0.0532   0.6615   1.0000
   7.500   0.4477   0.11247   0.10124  -0.0550   0.6542   1.0000
   7.750   0.4404   0.11300   0.10178  -0.0529   0.6439   1.0000
   8.000   0.4764   0.11724   0.10597  -0.0550   0.6374   1.0000
   8.250   0.4666   0.11738   0.10611  -0.0527   0.6259   1.0000
   8.500   0.4918   0.12105   0.10975  -0.0539   0.6201   1.0000
   8.750   0.4927   0.12195   0.11066  -0.0527   0.6084   1.0000
   9.000   0.5008   0.12429   0.11300  -0.0524   0.6008   1.0000
   9.250   0.5206   0.12684   0.11555  -0.0529   0.5908   1.0000
   9.500   0.5204   0.12862   0.11733  -0.0521   0.5830   1.0000
   9.750   0.5456   0.13179   0.12049  -0.0530   0.5740   1.0000
  10.000   0.5411   0.13308   0.12181  -0.0520   0.5648   1.0000
  10.250   0.5689   0.13671   0.12545  -0.0531   0.5576   1.0000
  10.500   0.5610   0.13784   0.12660  -0.0521   0.5495   1.0000
  10.750   0.5850   0.14113   0.12990  -0.0529   0.5420   1.0000
  11.000   0.5810   0.14265   0.13143  -0.0523   0.5344   1.0000
  11.250   0.6014   0.14557   0.13439  -0.0529   0.5264   1.0000
  11.500   0.6065   0.14815   0.13698  -0.0530   0.5219   1.0000
  11.750   0.6112   0.14977   0.13862  -0.0529   0.5133   1.0000
  12.000   0.6369   0.15389   0.14279  -0.0539   0.5089   1.0000
<< Back to GOE 503 AIRFOIL (goe503-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 503 AIRFOIL (goe503-il)