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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 503 AIRFOIL (goe503-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.74 at α=2.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe503-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe503-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.1341   0.11647   0.11016  -0.0741   0.9412   0.0637
  -9.750  -0.1227   0.11224   0.10592  -0.0780   0.9350   0.0642
  -9.500  -0.1178   0.10876   0.10246  -0.0801   0.9252   0.0653
  -9.250  -0.1080   0.10451   0.09819  -0.0842   0.9191   0.0669
  -9.000  -0.1087   0.10099   0.09469  -0.0860   0.9083   0.0679
  -8.750  -0.1022   0.09616   0.08986  -0.0906   0.9024   0.0687
  -8.500  -0.1082   0.09270   0.08643  -0.0918   0.8905   0.0690
  -8.250  -0.1163   0.08895   0.08271  -0.0936   0.8797   0.0695
  -7.750  -0.1434   0.07955   0.07330  -0.0981   0.8584   0.0711
  -7.500  -0.1313   0.07874   0.07250  -0.0966   0.8493   0.0743
  -7.250  -0.1263   0.07497   0.06865  -0.0984   0.8419   0.0771
  -7.000  -0.1380   0.07161   0.06523  -0.0975   0.8303   0.0788
  -6.750  -0.1475   0.06538   0.05877  -0.0994   0.8222   0.0817
  -6.500  -0.1496   0.06201   0.05525  -0.0984   0.8125   0.0849
  -6.250  -0.1338   0.06086   0.05399  -0.0978   0.8055   0.0911
  -6.000  -0.1463   0.05430   0.04680  -0.0971   0.7962   0.0962
  -5.750  -0.1083   0.05482   0.04742  -0.0981   0.7929   0.1036
  -5.500  -0.1152   0.05236   0.04464  -0.0947   0.7814   0.1077
  -5.250  -0.0926   0.04910   0.04093  -0.0955   0.7774   0.1141
  -5.000  -0.0894   0.04846   0.04018  -0.0922   0.7668   0.1169
  -4.750  -0.0657   0.04568   0.03685  -0.0925   0.7625   0.1239
  -4.500  -0.0604   0.04391   0.03463  -0.0898   0.7533   0.1277
  -4.250  -0.0346   0.04294   0.03353  -0.0896   0.7479   0.1316
  -4.000  -0.0011   0.04116   0.03130  -0.0907   0.7447   0.1393
  -3.750   0.0011   0.04061   0.03042  -0.0870   0.7341   0.1432
  -3.500   0.0329   0.03966   0.02934  -0.0876   0.7300   0.1483
  -3.250   0.0475   0.03921   0.02861  -0.0856   0.7223   0.1546
  -3.000   0.0697   0.03871   0.02792  -0.0848   0.7158   0.1615
  -2.750   0.1062   0.03765   0.02651  -0.0860   0.7125   0.1715
  -2.500   0.1118   0.03795   0.02674  -0.0828   0.7029   0.1762
  -2.250   0.1412   0.03748   0.02600  -0.0830   0.6980   0.1881
  -2.000   0.1802   0.03678   0.02518  -0.0845   0.6950   0.2008
  -1.750   0.1794   0.03756   0.02584  -0.0805   0.6844   0.2077
  -1.500   0.2143   0.03712   0.02520  -0.0815   0.6804   0.2233
  -1.250   0.2583   0.03648   0.02441  -0.0839   0.6778   0.2410
  -1.000   0.2521   0.03767   0.02564  -0.0793   0.6665   0.2462
  -0.750   0.2917   0.03718   0.02499  -0.0810   0.6631   0.2632
  -0.500   0.2979   0.03810   0.02581  -0.0782   0.6543   0.2739
  -0.250   0.3257   0.03807   0.02572  -0.0783   0.6490   0.2880
   0.000   0.3652   0.03755   0.02508  -0.0799   0.6460   0.3072
   0.500   0.3908   0.03878   0.02630  -0.0762   0.6316   0.3342
   0.750   0.4292   0.03817   0.02563  -0.0774   0.6290   0.3589
   1.250   0.4476   0.03962   0.02719  -0.0729   0.6144   0.3957
   1.750   0.5469   0.03935   0.02851  -0.0833   0.6022   1.0000
   2.000   0.5770   0.03936   0.02822  -0.0833   0.5986   1.0000
   2.250   0.6142   0.03903   0.02760  -0.0841   0.5962   1.0000
   2.500   0.5871   0.04177   0.03035  -0.0778   0.5838   1.0000
   2.750   0.6198   0.04157   0.02993  -0.0779   0.5813   1.0000
   3.250   0.6274   0.04435   0.03253  -0.0727   0.5662   1.0000
   3.750   0.6359   0.04747   0.03550  -0.0682   0.5512   1.0000
   4.000   0.6546   0.04808   0.03600  -0.0671   0.5466   1.0000
   4.500   0.6748   0.05063   0.03843  -0.0639   0.5336   1.0000
   5.000   0.6822   0.05437   0.04210  -0.0603   0.5183   1.0000
   5.250   0.7129   0.05404   0.04167  -0.0600   0.5162   1.0000
   5.500   0.6889   0.05836   0.04604  -0.0571   0.5032   1.0000
   5.750   0.7181   0.05817   0.04577  -0.0567   0.5008   1.0000
   6.250   0.7229   0.06249   0.05008  -0.0537   0.4855   1.0000
   6.750   0.7277   0.06697   0.05455  -0.0510   0.4705   1.0000
   7.000   0.7561   0.06686   0.05440  -0.0506   0.4681   1.0000
   7.250   0.7336   0.07152   0.05911  -0.0488   0.4561   1.0000
   7.500   0.7592   0.07163   0.05921  -0.0483   0.4530   1.0000
   8.000   0.7633   0.07647   0.06409  -0.0462   0.4383   1.0000
   8.250   0.7923   0.07620   0.06381  -0.0457   0.4359   1.0000
   8.500   0.7701   0.08110   0.06876  -0.0445   0.4239   1.0000
   8.750   0.7953   0.08122   0.06888  -0.0440   0.4210   1.0000
   9.000   0.7790   0.08563   0.07335  -0.0430   0.4101   1.0000
   9.250   0.8015   0.08594   0.07369  -0.0425   0.4063   1.0000
   9.750   0.8090   0.09061   0.07843  -0.0412   0.3918   1.0000
  10.000   0.8366   0.09029   0.07815  -0.0406   0.3891   1.0000
  10.250   0.8169   0.09536   0.08329  -0.0401   0.3775   1.0000
  10.500   0.8422   0.09524   0.08319  -0.0395   0.3743   1.0000
  10.750   0.8262   0.10001   0.08803  -0.0393   0.3635   1.0000
  11.000   0.8474   0.10036   0.08841  -0.0387   0.3597   1.0000
  11.500   0.8508   0.10597   0.09416  -0.0383   0.3455   1.0000
  11.750   0.8748   0.10597   0.09421  -0.0377   0.3429   1.0000
  12.000   0.8531   0.11197   0.10028  -0.0382   0.3319   1.0000
  12.250   0.8736   0.11237   0.10074  -0.0376   0.3285   1.0000
  12.750   0.8717   0.11911   0.10761  -0.0380   0.3148   1.0000
  13.000   0.8911   0.11982   0.10840  -0.0377   0.3123   1.0000
<< Back to GOE 503 AIRFOIL (goe503-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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