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

GOE 518 AIRFOIL (goe518-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 518 AIRFOIL (goe518-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.51 at α=-3.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe518-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe518-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 518 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  -0.3078   0.14876   0.14327  -0.0155   1.0000   0.1741
  -9.250  -0.3393   0.14999   0.14464  -0.0154   1.0000   0.1759
  -9.000  -0.3737   0.15119   0.14596  -0.0151   1.0000   0.1765
  -8.750  -0.3230   0.14309   0.13786  -0.0114   1.0000   0.1827
  -8.500  -0.3287   0.14171   0.13656  -0.0100   1.0000   0.1875
  -8.250  -0.3465   0.14120   0.13614  -0.0091   1.0000   0.1921
  -8.000  -0.3791   0.14176   0.13682  -0.0087   1.0000   0.1944
  -7.750  -0.3422   0.13631   0.13137  -0.0114   0.9937   0.2010
  -7.500  -0.3263   0.13378   0.12882  -0.0179   0.9804   0.2122
  -7.250  -0.3070   0.12964   0.12468  -0.0227   0.9677   0.2190
  -7.000  -0.2868   0.12677   0.12180  -0.0266   0.9548   0.2309
  -6.750  -0.3389   0.12753   0.12265  -0.0272   0.9424   0.2341
  -6.500  -0.2678   0.12081   0.11588  -0.0309   0.9278   0.2499
  -6.250  -0.3214   0.12132   0.11646  -0.0304   0.9147   0.2540
  -6.000  -0.2695   0.11598   0.11111  -0.0318   0.9009   0.2705
  -5.750  -0.2516   0.11257   0.10770  -0.0329   0.8885   0.2854
  -5.250  -0.2816   0.10929   0.10446  -0.0328   0.8618   0.3152
  -5.000  -0.2695   0.10644   0.10164  -0.0313   0.8479   0.3352
  -4.750  -0.2722   0.10442   0.09963  -0.0301   0.8347   0.3568
  -4.500  -0.2175   0.09973   0.09496  -0.0298   0.8251   0.3944
  -4.250  -0.2420   0.09898   0.09424  -0.0258   0.8101   0.4188
  -4.000  -0.2151   0.09617   0.09149  -0.0217   0.7966   0.4583
  -3.750   0.4402   0.06757   0.06210  -0.0943   0.7996   0.9971
  -2.750   0.1423   0.07691   0.07192  -0.0351   0.7410   0.8064
  -2.500   0.0753   0.07702   0.07215  -0.0261   0.7269   0.7566
  -2.250   0.0021   0.07611   0.07134  -0.0162   0.7194   0.7188
  -2.000  -0.0570   0.07671   0.07207  -0.0057   0.7052   0.7165
  -1.750  -0.1006   0.07085   0.06411  -0.0446   0.6923   0.2889
  -1.500  -0.0445   0.06660   0.05861  -0.0491   0.6851   0.2045
  -1.250  -0.0398   0.06677   0.05834  -0.0466   0.6735   0.1910
  -1.000   0.0034   0.06482   0.05555  -0.0472   0.6668   0.1756
  -0.750  -0.0009   0.06564   0.05629  -0.0441   0.6550   0.1747
  -0.500   0.0424   0.06358   0.05387  -0.0449   0.6486   0.1730
  -0.250   0.0291   0.06551   0.05573  -0.0414   0.6384   0.1720
   0.000   0.0595   0.06480   0.05473  -0.0413   0.6319   0.1705
   0.250   0.0672   0.06575   0.05550  -0.0395   0.6245   0.1694
   0.500   0.0725   0.06693   0.05652  -0.0378   0.6169   0.1686
   0.750   0.1261   0.06552   0.05473  -0.0397   0.6112   0.1699
   1.000   0.1047   0.06869   0.05790  -0.0365   0.6057   0.1698
   1.250   0.1006   0.07096   0.06010  -0.0347   0.6026   0.1706
   1.500   0.1098   0.07259   0.06158  -0.0340   0.5990   0.1735
   1.750   0.1959   0.07137   0.06012  -0.0406   0.5913   0.1865
   2.000   0.1795   0.07469   0.06344  -0.0385   0.5896   0.1878
   2.250   0.1839   0.07724   0.06593  -0.0381   0.5896   0.1912
   2.500   0.2013   0.07936   0.06808  -0.0390   0.5908   0.2013
   3.000   0.3104   0.08413   0.07533  -0.0569   0.5919   1.0000
   3.250   0.0703   0.09308   0.08207  -0.0312   0.7043   0.1860
   3.500   0.1101   0.09611   0.08497  -0.0342   0.7012   0.1966
   3.750   0.1054   0.09613   0.08505  -0.0321   0.6954   0.2019
   4.000   0.2082   0.09933   0.09117  -0.0509   0.6876   1.0000
   4.250   0.2452   0.10301   0.09388  -0.0519   0.6834   1.0000
   4.500   0.2323   0.10286   0.09364  -0.0486   0.6749   1.0000
   4.750   0.2534   0.10510   0.09559  -0.0488   0.6687   1.0000
   5.000   0.2845   0.10887   0.09908  -0.0503   0.6655   1.0000
   5.250   0.2696   0.10852   0.09868  -0.0470   0.6573   1.0000
   5.500   0.2904   0.11077   0.10073  -0.0473   0.6507   1.0000
   5.750   0.3253   0.11511   0.10485  -0.0492   0.6472   1.0000
   6.000   0.3075   0.11417   0.10389  -0.0457   0.6372   1.0000
   6.250   0.3302   0.11676   0.10632  -0.0462   0.6317   1.0000
   6.750   0.3426   0.12004   0.10941  -0.0446   0.6197   1.0000
   7.000   0.3639   0.12256   0.11182  -0.0450   0.6136   1.0000
   7.250   0.3980   0.12726   0.11637  -0.0468   0.6104   1.0000
   7.500   0.3782   0.12595   0.11505  -0.0436   0.6006   1.0000
   7.750   0.3990   0.12854   0.11754  -0.0440   0.5950   1.0000
   8.000   0.4308   0.13317   0.12206  -0.0456   0.5919   1.0000
   8.250   0.4118   0.13205   0.12094  -0.0429   0.5834   1.0000
   8.500   0.4308   0.13447   0.12329  -0.0432   0.5769   1.0000
   8.750   0.4638   0.13928   0.12801  -0.0448   0.5733   1.0000
   9.000   0.4455   0.13814   0.12686  -0.0424   0.5649   1.0000
   9.250   0.4628   0.14052   0.12920  -0.0426   0.5586   1.0000
   9.500   0.4930   0.14505   0.13367  -0.0439   0.5550   1.0000
   9.750   0.4783   0.14438   0.13299  -0.0421   0.5470   1.0000
  10.000   0.4956   0.14676   0.13533  -0.0423   0.5400   1.0000
  10.250   0.5259   0.15158   0.14011  -0.0437   0.5364   1.0000
  10.500   0.5101   0.15064   0.13918  -0.0420   0.5285   1.0000
  10.750   0.5275   0.15310   0.14162  -0.0424   0.5214   1.0000
  11.000   0.5607   0.15871   0.14719  -0.0439   0.5178   1.0000
  11.250   0.5413   0.15690   0.14540  -0.0422   0.5086   1.0000
  11.500   0.5615   0.15987   0.14836  -0.0427   0.5022   1.0000
  11.750   0.5821   0.16428   0.15275  -0.0436   0.4985   1.0000
  12.000   0.5731   0.16336   0.15185  -0.0427   0.4881   1.0000
  12.250   0.5985   0.16738   0.15587  -0.0435   0.4827   1.0000
<< Back to GOE 518 AIRFOIL (goe518-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 518 AIRFOIL (goe518-il)