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

GOE 508 AIRFOIL (goe508-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 508 AIRFOIL (goe508-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 40.33 at α=9.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe508-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe508-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 508 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.1487   0.13042   0.12555  -0.0636   0.9712   0.1096
 -11.000  -0.1350   0.12694   0.12205  -0.0694   0.9677   0.1136
 -10.750  -0.1671   0.12698   0.12214  -0.0786   0.9579   0.1156
 -10.500  -0.1158   0.11940   0.11452  -0.0780   0.9561   0.1172
 -10.250  -0.0824   0.11500   0.11008  -0.0811   0.9535   0.1200
 -10.000  -0.0683   0.11205   0.10712  -0.0836   0.9466   0.1242
  -9.750  -0.0916   0.11082   0.10591  -0.0942   0.9389   0.1292
  -9.500  -0.0482   0.10425   0.09932  -0.0955   0.9377   0.1311
  -9.250  -0.0208   0.10073   0.09577  -0.0965   0.9322   0.1337
  -9.000  -0.0016   0.09752   0.09255  -0.0995   0.9262   0.1377
  -8.750  -0.0286   0.09584   0.09088  -0.1104   0.9171   0.1442
  -8.500  -0.0043   0.09120   0.08625  -0.1097   0.9110   0.1458
  -8.250   0.0366   0.08733   0.08233  -0.1105   0.9078   0.1491
  -8.000   0.0592   0.08402   0.07899  -0.1147   0.9035   0.1560
  -7.750  -0.0025   0.08362   0.07865  -0.1190   0.8854   0.1603
  -7.500   0.0608   0.07849   0.07349  -0.1183   0.8859   0.1644
  -7.250   0.0723   0.07670   0.07169  -0.1172   0.8776   0.1685
  -7.000   0.0573   0.07479   0.06980  -0.1186   0.8674   0.1750
  -6.750  -0.0187   0.07447   0.06942  -0.1179   0.8494   0.1785
  -6.500   0.0393   0.07035   0.06537  -0.1172   0.8485   0.1818
  -6.250   0.0379   0.06941   0.06446  -0.1138   0.8384   0.1848
  -6.000  -0.0020   0.06756   0.06236  -0.1164   0.8283   0.1968
  -5.500   0.0210   0.06394   0.05891  -0.1103   0.8132   0.2017
  -5.250   0.0086   0.06333   0.05817  -0.1086   0.8042   0.2127
  -5.000  -0.0542   0.04822   0.04139  -0.1072   0.7921   0.1149
  -4.750  -0.0674   0.04807   0.04121  -0.1016   0.7810   0.1143
  -4.500  -0.0533   0.04583   0.03870  -0.1002   0.7756   0.1138
  -4.250  -0.0253   0.04295   0.03540  -0.1007   0.7729   0.1131
  -4.000  -0.0553   0.04408   0.03652  -0.0925   0.7603   0.1129
  -3.750  -0.0291   0.04189   0.03393  -0.0923   0.7564   0.1127
  -3.500   0.0082   0.03969   0.03121  -0.0935   0.7542   0.1143
  -3.250  -0.0250   0.04136   0.03288  -0.0852   0.7423   0.1142
  -3.000  -0.0012   0.04021   0.03145  -0.0846   0.7383   0.1171
  -2.750   0.0359   0.03905   0.03025  -0.0858   0.7359   0.1215
  -2.500   0.0254   0.04001   0.03113  -0.0808   0.7273   0.1225
  -2.250   0.0360   0.04008   0.03102  -0.0786   0.7215   0.1254
  -2.000   0.0666   0.03931   0.03002  -0.0787   0.7185   0.1312
  -1.750   0.1052   0.03847   0.02917  -0.0799   0.7165   0.1400
  -1.500   0.0804   0.04054   0.03121  -0.0737   0.7068   0.1405
  -1.250   0.1006   0.04044   0.03105  -0.0728   0.7025   0.1476
  -1.000   0.1315   0.04017   0.03071  -0.0729   0.6997   0.1600
  -0.750   0.1708   0.03930   0.02992  -0.0741   0.6978   0.1792
  -0.500   0.1392   0.04190   0.03250  -0.0677   0.6881   0.1784
  -0.250   0.1586   0.04207   0.03276  -0.0667   0.6842   0.1965
   0.000   0.1892   0.04168   0.03259  -0.0669   0.6814   0.2246
   0.250   0.2283   0.04102   0.03212  -0.0678   0.6794   0.2634
   0.500   0.1939   0.04385   0.03494  -0.0617   0.6701   0.2605
   0.750   0.3065   0.04156   0.03536  -0.0770   0.6674   1.0000
   1.000   0.3384   0.04183   0.03526  -0.0771   0.6640   1.0000
   1.250   0.3815   0.04161   0.03478  -0.0784   0.6617   1.0000
   1.500   0.3399   0.04490   0.03808  -0.0718   0.6516   1.0000
   1.750   0.3718   0.04502   0.03801  -0.0718   0.6468   1.0000
   2.000   0.4305   0.04380   0.03655  -0.0741   0.6438   1.0000
   2.250   0.4081   0.04608   0.03880  -0.0692   0.6311   1.0000
   2.500   0.4691   0.04433   0.03684  -0.0712   0.6271   1.0000
   2.750   0.4596   0.04612   0.03858  -0.0675   0.6149   1.0000
   3.000   0.5064   0.04502   0.03734  -0.0684   0.6108   1.0000
   3.250   0.5555   0.04390   0.03608  -0.0697   0.6087   1.0000
   3.500   0.5286   0.04708   0.03926  -0.0650   0.5954   1.0000
   3.750   0.5712   0.04628   0.03836  -0.0657   0.5926   1.0000
   4.000   0.5587   0.04880   0.04087  -0.0624   0.5810   1.0000
   4.250   0.5942   0.04830   0.04030  -0.0625   0.5767   1.0000
   4.500   0.6415   0.04695   0.03886  -0.0632   0.5744   1.0000
   4.750   0.6932   0.04517   0.03701  -0.0642   0.5731   1.0000
   5.000   0.6726   0.04821   0.04005  -0.0603   0.5581   1.0000
   5.250   0.6695   0.05018   0.04202  -0.0579   0.5459   1.0000
   5.500   0.7082   0.04912   0.04091  -0.0578   0.5419   1.0000
   5.750   0.7541   0.04745   0.03920  -0.0582   0.5400   1.0000
   6.000   0.8038   0.04537   0.03708  -0.0587   0.5390   1.0000
   6.250   0.8561   0.04293   0.03460  -0.0593   0.5385   1.0000
   6.500   0.9160   0.04011   0.03174  -0.0608   0.5381   1.0000
   6.750   0.9898   0.03679   0.02838  -0.0642   0.5377   1.0000
   7.000   0.9596   0.03960   0.03123  -0.0582   0.5219   1.0000
   7.250   1.0369   0.03605   0.02764  -0.0618   0.5214   1.0000
   7.500   1.0132   0.03842   0.03005  -0.0563   0.5062   1.0000
   7.750   1.0364   0.03811   0.02974  -0.0552   0.4975   1.0000
   8.000   1.0810   0.03644   0.02804  -0.0558   0.4907   1.0000
   8.250   1.1783   0.03244   0.02393  -0.0622   0.4872   1.0000
   8.500   1.1660   0.03372   0.02525  -0.0572   0.4734   1.0000
   8.750   1.1954   0.03316   0.02464  -0.0567   0.4625   1.0000
   9.000   1.2522   0.03151   0.02285  -0.0594   0.4526   1.0000
   9.250   1.2389   0.03298   0.02437  -0.0544   0.4396   1.0000
   9.500   1.2576   0.03320   0.02455  -0.0531   0.4286   1.0000
   9.750   1.3024   0.03229   0.02347  -0.0546   0.4187   1.0000
  10.000   1.2878   0.03409   0.02536  -0.0500   0.4077   1.0000
  10.250   1.3207   0.03385   0.02501  -0.0503   0.3989   1.0000
  10.500   1.3241   0.03497   0.02615  -0.0478   0.3895   1.0000
  10.750   1.3436   0.03548   0.02660  -0.0469   0.3813   1.0000
  11.000   1.3537   0.03644   0.02757  -0.0453   0.3732   1.0000
  11.250   1.3803   0.03675   0.02782  -0.0451   0.3662   1.0000
  11.500   1.3764   0.03856   0.02974  -0.0424   0.3593   1.0000
  11.750   1.4283   0.03778   0.02877  -0.0446   0.3528   1.0000
  12.000   1.4090   0.04041   0.03160  -0.0406   0.3473   1.0000
  12.250   1.4185   0.04164   0.03289  -0.0393   0.3412   1.0000
  12.500   1.4642   0.04117   0.03227  -0.0408   0.3349   1.0000
  12.750   1.4357   0.04442   0.03576  -0.0366   0.3299   1.0000
  13.000   1.4561   0.04501   0.03633  -0.0360   0.3236   1.0000
  13.250   1.4834   0.04543   0.03670  -0.0361   0.3176   1.0000
  13.500   1.4529   0.04916   0.04069  -0.0324   0.3130   1.0000
  13.750   1.4743   0.04973   0.04124  -0.0320   0.3072   1.0000
  14.000   1.5100   0.04972   0.04116  -0.0326   0.3017   1.0000
  14.250   1.4606   0.05506   0.04682  -0.0285   0.2978   1.0000
  14.500   1.4417   0.05878   0.05070  -0.0266   0.2932   1.0000
  14.750   1.5363   0.05426   0.04588  -0.0295   0.2863   1.0000
  15.000   1.4550   0.06249   0.05452  -0.0250   0.2834   1.0000
<< Back to GOE 508 AIRFOIL (goe508-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 508 AIRFOIL (goe508-il)