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

GOE 504 AIRFOIL (goe504-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 504 AIRFOIL (goe504-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.67 at α=9.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe504-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe504-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 504 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  -0.2933   0.14756   0.14193  -0.0245   1.0000   0.2340
 -10.500  -0.3162   0.14812   0.14260  -0.0232   1.0000   0.2393
 -10.250  -0.3373   0.14777   0.14238  -0.0220   1.0000   0.2413
 -10.000  -0.3195   0.14360   0.13821  -0.0198   1.0000   0.2458
  -9.750  -0.3256   0.14222   0.13690  -0.0182   1.0000   0.2511
  -9.500  -0.3567   0.14311   0.13790  -0.0171   1.0000   0.2560
  -9.250  -0.3600   0.14036   0.13523  -0.0158   1.0000   0.2584
  -9.000  -0.3521   0.13747   0.13235  -0.0141   1.0000   0.2621
  -8.750  -0.3588   0.13600   0.13093  -0.0126   1.0000   0.2674
  -8.500  -0.3930   0.13649   0.13156  -0.0115   1.0000   0.2724
  -8.250  -0.3837   0.13262   0.12770  -0.0118   0.9981   0.2754
  -8.000  -0.3577   0.12858   0.12361  -0.0156   0.9909   0.2855
  -7.750  -0.3959   0.12854   0.12368  -0.0182   0.9846   0.2898
  -7.500  -0.3438   0.12172   0.11677  -0.0213   0.9769   0.2945
  -7.250  -0.3319   0.11825   0.11328  -0.0245   0.9703   0.2977
  -7.000  -0.3358   0.11553   0.11059  -0.0254   0.9626   0.2997
  -6.750  -0.4976   0.10096   0.09620  -0.0358   0.9642   0.1798
  -6.500  -0.5494   0.08717   0.08213  -0.0420   0.9645   0.1491
  -6.250  -0.5392   0.08329   0.07817  -0.0430   0.9585   0.1466
  -6.000  -0.5750   0.07162   0.06567  -0.0454   0.9598   0.1347
  -5.750  -0.5614   0.06710   0.06073  -0.0470   0.9537   0.1341
  -5.500  -0.6438   0.06898   0.06317  -0.0278   1.0000   0.1341
  -5.250  -0.6382   0.06499   0.05888  -0.0275   1.0000   0.1331
  -5.000  -0.6310   0.06098   0.05442  -0.0272   1.0000   0.1326
  -4.750  -0.6210   0.05749   0.05048  -0.0266   1.0000   0.1321
  -4.500  -0.6089   0.05450   0.04700  -0.0258   1.0000   0.1317
  -4.250  -0.5953   0.05205   0.04406  -0.0250   1.0000   0.1319
  -4.000  -0.5804   0.05008   0.04155  -0.0240   1.0000   0.1339
  -3.750  -0.5651   0.04864   0.03980  -0.0231   1.0000   0.1367
  -3.500  -0.5493   0.04774   0.03884  -0.0222   1.0000   0.1405
  -3.250  -0.5324   0.04683   0.03771  -0.0213   1.0000   0.1443
  -3.000  -0.5115   0.04617   0.03666  -0.0209   0.9990   0.1487
  -2.750  -0.4794   0.04667   0.03720  -0.0226   0.9935   0.1569
  -2.500  -0.4537   0.04678   0.03728  -0.0232   0.9880   0.1688
  -2.250  -0.4204   0.04779   0.03831  -0.0250   0.9820   0.1889
  -2.000  -0.3958   0.04786   0.03856  -0.0253   0.9751   0.2255
  -1.750  -0.3724   0.04909   0.04041  -0.0245   0.9693   0.3553
  -1.500  -0.3597   0.04941   0.04083  -0.0229   0.9616   0.4109
  -1.250  -0.3332   0.05141   0.04283  -0.0234   0.9549   0.4607
  -1.000  -0.3193   0.05159   0.04308  -0.0221   0.9465   0.4955
  -0.750  -0.2909   0.05361   0.04518  -0.0229   0.9397   0.5405
  -0.500  -0.2775   0.05363   0.04530  -0.0216   0.9307   0.5749
  -0.250  -0.2491   0.05547   0.04726  -0.0224   0.9240   0.6221
   0.000  -0.2322   0.05554   0.04744  -0.0218   0.9141   0.6577
   0.250  -0.2012   0.05709   0.04917  -0.0235   0.9078   0.7055
   0.500  -0.0994   0.05969   0.05259  -0.0408   0.8944   1.0000
   0.750  -0.0821   0.06020   0.05251  -0.0426   0.8847   1.0000
   1.000  -0.0493   0.06263   0.05441  -0.0457   0.8769   1.0000
   1.250  -0.0291   0.06374   0.05520  -0.0462   0.8648   1.0000
   1.500  -0.0158   0.06488   0.05610  -0.0458   0.8561   1.0000
   1.750   0.0219   0.06793   0.05879  -0.0490   0.8467   1.0000
   2.000   0.0275   0.06818   0.05889  -0.0473   0.8353   1.0000
   2.250   0.0459   0.06997   0.06049  -0.0476   0.8276   1.0000
   2.500   0.0753   0.07224   0.06254  -0.0493   0.8163   1.0000
   2.750   0.0812   0.07296   0.06312  -0.0478   0.8057   1.0000
   3.000   0.1100   0.07570   0.06567  -0.0496   0.7984   1.0000
   3.250   0.1231   0.07676   0.06660  -0.0490   0.7862   1.0000
   3.500   0.1331   0.07812   0.06785  -0.0482   0.7767   1.0000
   3.750   0.1697   0.08138   0.07093  -0.0508   0.7678   1.0000
   4.000   0.1685   0.08171   0.07120  -0.0486   0.7568   1.0000
   4.250   0.1903   0.08419   0.07356  -0.0494   0.7495   1.0000
   4.500   0.2073   0.08578   0.07505  -0.0494   0.7381   1.0000
   4.750   0.2141   0.08727   0.07648  -0.0485   0.7296   1.0000
   5.000   0.2451   0.09015   0.07924  -0.0503   0.7206   1.0000
   5.250   0.2445   0.09097   0.08003  -0.0484   0.7104   1.0000
   5.500   0.2825   0.09486   0.08379  -0.0511   0.7035   1.0000
   5.750   0.2745   0.09497   0.08389  -0.0485   0.6929   1.0000
   6.000   0.3042   0.09843   0.08726  -0.0503   0.6870   1.0000
   6.250   0.3053   0.09913   0.08794  -0.0487   0.6754   1.0000
   6.500   0.3228   0.10186   0.09062  -0.0493   0.6698   1.0000
   6.750   0.3315   0.10327   0.09201  -0.0487   0.6594   1.0000
   7.000   0.3495   0.10612   0.09481  -0.0493   0.6540   1.0000
   7.250   0.3588   0.10755   0.09622  -0.0487   0.6430   1.0000
   7.500   0.3718   0.11012   0.09876  -0.0489   0.6374   1.0000
   7.750   0.3811   0.11172   0.10035  -0.0485   0.6279   1.0000
   8.000   0.4072   0.11541   0.10401  -0.0499   0.6233   1.0000
   8.250   0.4033   0.11598   0.10459  -0.0484   0.6130   1.0000
   8.500   0.4381   0.12036   0.10893  -0.0504   0.6079   1.0000
   8.750   0.4252   0.12033   0.10892  -0.0484   0.5983   1.0000
   9.000   0.4533   0.12395   0.11253  -0.0498   0.5931   1.0000
   9.250   0.4463   0.12488   0.11348  -0.0485   0.5856   1.0000
   9.500   0.4683   0.12773   0.11633  -0.0493   0.5786   1.0000
<< Back to GOE 504 AIRFOIL (goe504-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 504 AIRFOIL (goe504-il)