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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 508 AIRFOIL (goe508-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.18 at α=7.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe508-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe508-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.3341   0.14329   0.13745  -0.0158   1.0000   0.2071
  -9.000  -0.3506   0.14302   0.13726  -0.0149   1.0000   0.2118
  -8.750  -0.3881   0.14517   0.13950  -0.0194   0.9948   0.2147
  -8.500  -0.3162   0.13563   0.12986  -0.0215   0.9884   0.2226
  -8.250  -0.3190   0.13442   0.12867  -0.0248   0.9825   0.2317
  -8.000  -0.3183   0.13159   0.12588  -0.0270   0.9764   0.2362
  -7.750  -0.2863   0.12764   0.12188  -0.0288   0.9701   0.2457
  -7.500  -0.3208   0.12869   0.12303  -0.0299   0.9647   0.2526
  -7.250  -0.2864   0.12336   0.11767  -0.0307   0.9585   0.2589
  -7.000  -0.2816   0.12161   0.11593  -0.0327   0.9530   0.2697
  -6.750  -0.3410   0.12374   0.11820  -0.0295   0.9482   0.2728
  -6.500  -0.2781   0.11715   0.11154  -0.0315   0.9416   0.2833
  -6.250  -0.3151   0.11776   0.11223  -0.0296   0.9384   0.2914
  -6.000  -0.2990   0.11432   0.10881  -0.0294   0.9337   0.2981
  -5.750  -0.3060   0.11312   0.10766  -0.0268   0.9295   0.3070
  -5.500  -0.3671   0.11428   0.10895  -0.0220   0.9299   0.3119
  -5.250  -0.3307   0.11038   0.10503  -0.0215   0.9250   0.3231
  -5.000  -0.5372   0.11630   0.11144   0.0079   1.0000   0.2942
  -4.750  -0.5136   0.11336   0.10851   0.0119   1.0000   0.3009
  -4.500  -0.5501   0.11152   0.10670   0.0098   1.0000   0.3139
  -4.250  -0.5304   0.10856   0.10379   0.0147   1.0000   0.3205
  -4.000  -0.5492   0.10611   0.10135   0.0139   1.0000   0.3351
  -3.750  -0.5393   0.10389   0.09916   0.0177   1.0000   0.3452
  -3.500  -0.5440   0.10135   0.09665   0.0193   1.0000   0.3601
  -3.250  -0.5473   0.09903   0.09436   0.0212   1.0000   0.3789
  -3.000  -0.5481   0.09688   0.09224   0.0238   1.0000   0.3993
  -2.750  -0.5473   0.09488   0.09028   0.0272   1.0000   0.4218
  -2.500  -0.5542   0.09308   0.08851   0.0300   1.0000   0.4558
  -2.250  -0.5498   0.09109   0.08659   0.0354   1.0000   0.4802
  -2.000  -0.4365   0.07048   0.06351  -0.0215   1.0000   0.2148
  -1.750  -0.4139   0.06617   0.05871  -0.0233   1.0000   0.1953
  -1.500  -0.3881   0.06418   0.05658  -0.0250   0.9962   0.1926
  -1.250  -0.3584   0.06258   0.05462  -0.0272   0.9918   0.1889
  -1.000  -0.3284   0.06084   0.05236  -0.0292   0.9858   0.1845
  -0.750  -0.2957   0.06064   0.05175  -0.0313   0.9810   0.1861
  -0.500  -0.2723   0.05976   0.05053  -0.0318   0.9740   0.1890
  -0.250  -0.2381   0.06010   0.05040  -0.0338   0.9680   0.1925
   0.000  -0.2161   0.05949   0.04941  -0.0339   0.9606   0.1970
   0.250  -0.1859   0.06015   0.05007  -0.0354   0.9541   0.2057
   0.500  -0.1637   0.06013   0.04969  -0.0355   0.9467   0.2137
   0.750  -0.1316   0.06094   0.05050  -0.0373   0.9387   0.2267
   1.000  -0.1103   0.06118   0.05064  -0.0373   0.9319   0.2396
   1.250  -0.0796   0.06202   0.05145  -0.0388   0.9227   0.2623
   1.500  -0.0505   0.06308   0.05241  -0.0402   0.9163   0.2920
   1.750  -0.0186   0.06379   0.05334  -0.0422   0.9057   0.3357
   2.000   0.0158   0.06531   0.05542  -0.0445   0.9005   0.4171
   2.250   0.0672   0.06464   0.05634  -0.0502   0.8880   1.0000
   2.500   0.0873   0.06621   0.05753  -0.0504   0.8776   1.0000
   2.750   0.1258   0.06942   0.06037  -0.0534   0.8658   1.0000
   3.000   0.1375   0.06988   0.06065  -0.0523   0.8507   1.0000
   3.250   0.1546   0.07133   0.06192  -0.0522   0.8371   1.0000
   3.500   0.1858   0.07420   0.06459  -0.0541   0.8255   1.0000
   3.750   0.2179   0.07672   0.06692  -0.0558   0.8091   1.0000
   4.000   0.2282   0.07742   0.06753  -0.0547   0.7926   1.0000
   4.250   0.2411   0.07883   0.06884  -0.0541   0.7773   1.0000
   4.500   0.2591   0.08077   0.07069  -0.0543   0.7623   1.0000
   4.750   0.2841   0.08334   0.07315  -0.0553   0.7485   1.0000
   5.000   0.3149   0.08614   0.07583  -0.0568   0.7323   1.0000
   5.250   0.3413   0.08848   0.07808  -0.0576   0.7146   1.0000
   5.750   0.4276   0.08711   0.07638  -0.0565   0.6243   1.0000
   6.000   0.4138   0.08965   0.07895  -0.0549   0.6186   1.0000
   6.250   0.4613   0.08930   0.07844  -0.0548   0.5869   1.0000
   6.500   0.4069   0.09801   0.08737  -0.0561   0.6450   1.0000
   6.750   0.4764   0.09374   0.08284  -0.0538   0.5666   1.0000
   7.000   0.4760   0.09691   0.08603  -0.0536   0.5643   1.0000
   7.250   0.4783   0.10069   0.08981  -0.0541   0.5686   1.0000
   7.500   0.5040   0.10253   0.09161  -0.0544   0.5568   1.0000
   7.750   0.5350   0.10329   0.09229  -0.0539   0.5368   1.0000
   8.000   0.4575   0.11224   0.10146  -0.0551   0.6017   1.0000
   8.250   0.4808   0.11492   0.10412  -0.0558   0.5924   1.0000
   8.500   0.4910   0.11791   0.10708  -0.0561   0.5885   1.0000
   8.750   0.4887   0.11934   0.10852  -0.0552   0.5801   1.0000
   9.000   0.5168   0.12281   0.11196  -0.0564   0.5740   1.0000
   9.250   0.5146   0.12492   0.11408  -0.0559   0.5696   1.0000
   9.500   0.5237   0.12681   0.11597  -0.0558   0.5599   1.0000
   9.750   0.5605   0.13169   0.12082  -0.0576   0.5551   1.0000
  10.000   0.5394   0.13179   0.12095  -0.0560   0.5484   1.0000
  10.250   0.5594   0.13458   0.12375  -0.0566   0.5405   1.0000
  10.500   0.5763   0.13828   0.12744  -0.0573   0.5366   1.0000
  10.750   0.5699   0.13913   0.12832  -0.0567   0.5278   1.0000
  11.000   0.5968   0.14287   0.13206  -0.0577   0.5216   1.0000
<< Back to GOE 508 AIRFOIL (goe508-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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