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

GOE 511 AIRFOIL (goe511-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 511 AIRFOIL (goe511-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.66 at α=11.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe511-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe511-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 511 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.2313   0.15915   0.15291  -0.0245   1.0000   0.1482
 -11.250  -0.2442   0.15932   0.15318  -0.0242   1.0000   0.1511
 -11.000  -0.2675   0.16115   0.15514  -0.0240   1.0000   0.1522
 -10.750  -0.2511   0.15517   0.14923  -0.0221   1.0000   0.1546
 -10.500  -0.2466   0.15250   0.14663  -0.0202   1.0000   0.1579
 -10.250  -0.2509   0.15115   0.14536  -0.0188   1.0000   0.1617
 -10.000  -0.2624   0.15072   0.14504  -0.0177   1.0000   0.1652
  -9.750  -0.2848   0.15187   0.14632  -0.0170   1.0000   0.1672
  -9.500  -0.3136   0.15372   0.14831  -0.0162   1.0000   0.1680
  -9.250  -0.2993   0.14840   0.14307  -0.0142   1.0000   0.1699
  -9.000  -0.2959   0.14589   0.14064  -0.0121   1.0000   0.1727
  -8.750  -0.3027   0.14484   0.13969  -0.0103   1.0000   0.1757
  -8.500  -0.2939   0.14313   0.13800  -0.0149   0.9932   0.1817
  -8.250  -0.3144   0.14509   0.14000  -0.0228   0.9802   0.1846
  -8.000  -0.2401   0.13493   0.12977  -0.0272   0.9694   0.1917
  -7.750  -0.2324   0.13316   0.12800  -0.0323   0.9559   0.2001
  -7.500  -0.2626   0.13471   0.12961  -0.0362   0.9408   0.2022
  -7.250  -0.1956   0.12571   0.12055  -0.0387   0.9289   0.2098
  -7.000  -0.1923   0.12376   0.11862  -0.0412   0.9152   0.2170
  -6.750  -0.2262   0.12468   0.11959  -0.0419   0.9008   0.2200
  -6.500  -0.1816   0.11804   0.11292  -0.0457   0.8914   0.2255
  -6.250  -0.1752   0.11556   0.11046  -0.0455   0.8777   0.2317
  -6.000  -0.1968   0.11505   0.10997  -0.0446   0.8641   0.2369
  -5.750  -0.2339   0.11634   0.11123  -0.0458   0.8507   0.2399
  -5.500  -0.1793   0.10862   0.10354  -0.0460   0.8421   0.2475
  -5.250  -0.1896   0.10737   0.10229  -0.0449   0.8294   0.2545
  -5.000  -0.1727   0.10336   0.09823  -0.0478   0.8220   0.2629
  -4.750  -0.1780   0.10182   0.09672  -0.0448   0.8088   0.2685
  -4.500  -0.2077   0.10355   0.09829  -0.0446   0.7962   0.2771
  -4.250  -0.1675   0.09674   0.09158  -0.0446   0.7895   0.2868
  -4.000  -0.1948   0.09863   0.09333  -0.0432   0.7768   0.2957
  -3.750  -0.1543   0.09195   0.08671  -0.0439   0.7709   0.3066
  -3.500  -0.1785   0.09287   0.08754  -0.0411   0.7582   0.3149
  -3.250  -0.1561   0.08869   0.08338  -0.0403   0.7507   0.3243
  -3.000  -0.1654   0.08808   0.08271  -0.0382   0.7401   0.3348
  -2.750  -0.1463   0.08527   0.07980  -0.0386   0.7332   0.3525
  -2.500  -0.1549   0.08428   0.07887  -0.0346   0.7224   0.3577
  -2.250  -0.1311   0.08116   0.07561  -0.0352   0.7166   0.3890
  -2.000  -0.1522   0.08150   0.07602  -0.0301   0.7059   0.3925
  -1.750  -0.1390   0.07845   0.07295  -0.0278   0.6994   0.4297
  -1.000  -0.0214   0.07547   0.06778  -0.0442   0.6755   0.2031
  -0.750  -0.0431   0.07719   0.06993  -0.0392   0.6670   0.2274
  -0.500  -0.0033   0.07360   0.06542  -0.0409   0.6615   0.1824
  -0.250   0.0062   0.07339   0.06503  -0.0392   0.6549   0.1803
   0.000  -0.0008   0.07452   0.06606  -0.0363   0.6496   0.1799
   0.250   0.0090   0.07465   0.06596  -0.0349   0.6456   0.1787
   0.500   0.0501   0.07296   0.06381  -0.0356   0.6403   0.1776
   0.750   0.0479   0.07422   0.06491  -0.0333   0.6372   0.1771
   1.000   0.0417   0.07573   0.06630  -0.0309   0.6351   0.1766
   1.250   0.0444   0.07695   0.06734  -0.0294   0.6347   0.1772
   1.500   0.0564   0.07818   0.06835  -0.0289   0.6366   0.1795
   1.750   0.0816   0.07930   0.06908  -0.0296   0.6389   0.1851
   2.000  -0.0524   0.08832   0.07907  -0.0220   0.7539   0.1752
   2.250  -0.0477   0.08820   0.07875  -0.0202   0.7495   0.1756
   2.500  -0.0317   0.08834   0.07865  -0.0197   0.7417   0.1781
   2.750   0.0014   0.08970   0.07961  -0.0212   0.7369   0.1853
   3.000   0.0231   0.09155   0.08149  -0.0217   0.7339   0.1933
   3.250   0.0306   0.09128   0.08103  -0.0209   0.7242   0.1992
   3.500   0.0807   0.09416   0.08366  -0.0260   0.7178   0.2197
   3.750   0.0959   0.09545   0.08494  -0.0266   0.7127   0.2366
   4.000   0.1206   0.09657   0.08606  -0.0282   0.7033   0.2750
   4.250   0.1721   0.09867   0.08856  -0.0341   0.6991   0.4220
   4.500   0.2698   0.10395   0.09551  -0.0545   0.6942   1.0000
   4.750   0.2785   0.10500   0.09634  -0.0532   0.6838   1.0000
   5.000   0.3123   0.10858   0.09959  -0.0549   0.6786   1.0000
   5.250   0.3031   0.10881   0.09973  -0.0520   0.6701   1.0000
   5.500   0.3222   0.11091   0.10162  -0.0520   0.6629   1.0000
   5.750   0.3564   0.11505   0.10548  -0.0538   0.6588   1.0000
   6.000   0.3412   0.11446   0.10485  -0.0504   0.6486   1.0000
   6.250   0.3673   0.11728   0.10746  -0.0512   0.6417   1.0000
   6.500   0.3746   0.11935   0.10940  -0.0504   0.6365   1.0000
   6.750   0.3806   0.12039   0.11034  -0.0492   0.6264   1.0000
   7.000   0.4119   0.12414   0.11391  -0.0505   0.6213   1.0000
   7.250   0.4014   0.12428   0.11402  -0.0481   0.6116   1.0000
   7.500   0.4250   0.12699   0.11659  -0.0485   0.6042   1.0000
   7.750   0.4354   0.12957   0.11908  -0.0482   0.5993   1.0000
   8.000   0.4398   0.13045   0.11990  -0.0471   0.5880   1.0000
   8.250   0.4754   0.13510   0.12442  -0.0487   0.5831   1.0000
   8.500   0.4583   0.13442   0.12374  -0.0461   0.5722   1.0000
   8.750   0.4856   0.13782   0.12704  -0.0469   0.5655   1.0000
   9.000   0.4805   0.13888   0.12808  -0.0456   0.5574   1.0000
   9.250   0.4985   0.14125   0.13039  -0.0457   0.5483   1.0000
   9.500   0.5309   0.14655   0.13558  -0.0472   0.5442   1.0000
   9.750   0.5125   0.14520   0.13426  -0.0449   0.5319   1.0000
  10.000   0.5452   0.14974   0.13873  -0.0461   0.5262   1.0000
  10.250   0.5298   0.14966   0.13866  -0.0446   0.5170   1.0000
  10.500   0.5495   0.15250   0.14145  -0.0449   0.5092   1.0000
  10.750   0.5758   0.15757   0.14647  -0.0459   0.5053   1.0000
  11.000   0.5599   0.15638   0.14530  -0.0444   0.4935   1.0000
  11.250   0.5889   0.16073   0.14960  -0.0452   0.4878   1.0000
<< Back to GOE 511 AIRFOIL (goe511-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 511 AIRFOIL (goe511-il)