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

GOE 510 AIRFOIL (goe510-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 510 AIRFOIL (goe510-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.41 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe510-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe510-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 510 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.2780   0.13413   0.12753  -0.0254   1.0000   0.1835
  -9.250  -0.2947   0.13426   0.12777  -0.0244   1.0000   0.1870
  -9.000  -0.3247   0.13609   0.12975  -0.0235   1.0000   0.1883
  -8.750  -0.3065   0.13015   0.12383  -0.0219   1.0000   0.1908
  -8.500  -0.2983   0.12691   0.12062  -0.0199   1.0000   0.1948
  -8.250  -0.3032   0.12529   0.11908  -0.0183   1.0000   0.1991
  -8.000  -0.3189   0.12483   0.11872  -0.0168   1.0000   0.2030
  -7.750  -0.3511   0.12609   0.12013  -0.0153   1.0000   0.2050
  -7.500  -0.3885   0.12749   0.12167  -0.0131   1.0000   0.2056
  -7.250  -0.3392   0.11914   0.11327  -0.0116   1.0000   0.2116
  -7.000  -0.3468   0.11767   0.11188  -0.0096   1.0000   0.2164
  -6.750  -0.3709   0.11753   0.11186  -0.0076   1.0000   0.2205
  -6.500  -0.4064   0.11807   0.11253  -0.0049   1.0000   0.2220
  -6.250  -0.4440   0.11886   0.11342  -0.0039   1.0000   0.2230
  -6.000  -0.4098   0.11247   0.10706  -0.0009   1.0000   0.2284
  -5.750  -0.4190   0.11082   0.10547   0.0014   1.0000   0.2332
  -5.500  -0.4398   0.10989   0.10461   0.0025   1.0000   0.2377
  -5.250  -0.4761   0.11085   0.10560   0.0002   1.0000   0.2409
  -5.000  -0.4601   0.10551   0.10035   0.0046   1.0000   0.2444
  -4.750  -0.4606   0.10320   0.09808   0.0066   1.0000   0.2493
  -4.500  -0.4775   0.10260   0.09746   0.0050   1.0000   0.2573
  -4.250  -0.4792   0.09938   0.09430   0.0062   1.0000   0.2605
  -4.000  -0.4392   0.09682   0.09156  -0.0042   0.9830   0.2761
  -3.750  -0.4023   0.09197   0.08673  -0.0062   0.9682   0.2859
  -3.500  -0.3786   0.08881   0.08351  -0.0103   0.9539   0.2992
  -3.250  -0.3546   0.08582   0.08045  -0.0137   0.9403   0.3156
  -3.000  -0.3320   0.08290   0.07748  -0.0165   0.9264   0.3322
  -2.750  -0.3137   0.08013   0.07466  -0.0181   0.9124   0.3488
  -2.500  -0.2968   0.07751   0.07199  -0.0189   0.8986   0.3680
  -2.250  -0.2820   0.07509   0.06951  -0.0197   0.8850   0.3948
  -1.750  -0.2514   0.06925   0.06371  -0.0170   0.8606   0.4655
  -1.500  -0.2392   0.06662   0.06110  -0.0151   0.8485   0.5006
  -1.250  -0.2281   0.06446   0.05893  -0.0135   0.8352   0.5244
  -1.000  -0.0831   0.06467   0.05711  -0.0463   0.8179   0.2576
  -0.750  -0.0462   0.06093   0.05273  -0.0492   0.8070   0.2083
  -0.500  -0.0042   0.05888   0.05028  -0.0516   0.7973   0.2018
  -0.250   0.0114   0.05799   0.04918  -0.0505   0.7843   0.1991
   0.000   0.0377   0.05674   0.04754  -0.0507   0.7735   0.1947
   0.250   0.0759   0.05528   0.04563  -0.0521   0.7642   0.1929
   0.500   0.0881   0.05533   0.04553  -0.0505   0.7524   0.1956
   0.750   0.1280   0.05451   0.04438  -0.0520   0.7438   0.2015
   1.000   0.1453   0.05452   0.04408  -0.0510   0.7327   0.2050
   1.250   0.1669   0.05460   0.04410  -0.0507   0.7234   0.2096
   1.500   0.2019   0.05443   0.04373  -0.0518   0.7142   0.2206
   1.750   0.2152   0.05533   0.04460  -0.0508   0.7041   0.2309
   2.000   0.2709   0.05491   0.04397  -0.0545   0.6961   0.2601
   2.250   0.2744   0.05636   0.04543  -0.0528   0.6861   0.2777
   2.500   0.3327   0.05412   0.04369  -0.0563   0.6790   0.4304
   2.750   0.3254   0.05537   0.04533  -0.0533   0.6699   0.4819
   3.000   0.4572   0.05465   0.04525  -0.0703   0.6596   1.0000
   3.250   0.4410   0.05733   0.04787  -0.0664   0.6496   1.0000
   3.500   0.4836   0.05748   0.04772  -0.0676   0.6428   1.0000
   3.750   0.4581   0.06078   0.05101  -0.0634   0.6338   1.0000
   4.000   0.5069   0.06060   0.05055  -0.0648   0.6266   1.0000
   4.250   0.4748   0.06444   0.05441  -0.0606   0.6187   1.0000
   4.500   0.5027   0.06532   0.05512  -0.0606   0.6112   1.0000
   4.750   0.4968   0.06804   0.05778  -0.0585   0.6045   1.0000
   5.000   0.4971   0.07041   0.06009  -0.0569   0.5977   1.0000
   5.250   0.5343   0.07104   0.06055  -0.0574   0.5907   1.0000
   5.500   0.5083   0.07495   0.06449  -0.0547   0.5858   1.0000
   5.750   0.5087   0.07755   0.06705  -0.0535   0.5811   1.0000
   6.000   0.5470   0.07834   0.06770  -0.0540   0.5735   1.0000
   6.250   0.5297   0.08213   0.07150  -0.0524   0.5715   1.0000
   6.500   0.5228   0.08546   0.07483  -0.0514   0.5706   1.0000
   6.750   0.5261   0.08871   0.07805  -0.0512   0.5721   1.0000
   7.000   0.4207   0.09884   0.08855  -0.0508   0.6730   1.0000
   7.250   0.4454   0.10140   0.09103  -0.0515   0.6624   1.0000
   7.500   0.4431   0.10311   0.09270  -0.0500   0.6553   1.0000
   7.750   0.4611   0.10548   0.09502  -0.0503   0.6466   1.0000
   8.000   0.4691   0.10793   0.09743  -0.0498   0.6404   1.0000
   8.250   0.4836   0.10997   0.09943  -0.0496   0.6293   1.0000
   8.500   0.4890   0.11225   0.10169  -0.0490   0.6223   1.0000
   8.750   0.5025   0.11442   0.10382  -0.0489   0.6127   1.0000
   9.000   0.5203   0.11776   0.10714  -0.0494   0.6076   1.0000
   9.250   0.5226   0.11900   0.10837  -0.0483   0.5956   1.0000
   9.500   0.5367   0.12206   0.11141  -0.0485   0.5895   1.0000
   9.750   0.5420   0.12365   0.11300  -0.0478   0.5786   1.0000
  10.000   0.5656   0.12762   0.11695  -0.0488   0.5734   1.0000
  10.250   0.5615   0.12837   0.11772  -0.0475   0.5614   1.0000
  10.500   0.5763   0.13161   0.12095  -0.0478   0.5549   1.0000
  10.750   0.5825   0.13325   0.12261  -0.0473   0.5437   1.0000
  11.000   0.5958   0.13652   0.12588  -0.0476   0.5380   1.0000
  11.250   0.6038   0.13824   0.12763  -0.0472   0.5260   1.0000
  11.500   0.6065   0.14052   0.12992  -0.0469   0.5179   1.0000
  11.750   0.6250   0.14338   0.13281  -0.0473   0.5084   1.0000
  12.000   0.6236   0.14533   0.13476  -0.0469   0.4998   1.0000
  12.250   0.6490   0.14890   0.13837  -0.0475   0.4905   1.0000
  12.500   0.6413   0.15015   0.13964  -0.0470   0.4810   1.0000
  12.750   0.6673   0.15412   0.14366  -0.0477   0.4735   1.0000
  13.000   0.6583   0.15525   0.14480  -0.0474   0.4647   1.0000
  13.250   0.6873   0.15955   0.14915  -0.0480   0.4562   1.0000
  13.500   0.6755   0.16028   0.14989  -0.0479   0.4473   1.0000
  13.750   0.6967   0.16391   0.15358  -0.0483   0.4401   1.0000
<< Back to GOE 510 AIRFOIL (goe510-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 510 AIRFOIL (goe510-il)