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

GOE 522 AIRFOIL (goe522-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 522 AIRFOIL (goe522-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 2.98 at α=10°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe522-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe522-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 522 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.3028   0.14490   0.13898  -0.0253   0.9744   0.2925
  -8.250  -0.2492   0.13747   0.13149  -0.0306   0.9644   0.2959
  -8.000  -0.3991   0.11468   0.10866  -0.0421   0.9652   0.1885
  -7.750  -0.4025   0.10954   0.10355  -0.0447   0.9546   0.1895
  -7.500  -0.4290   0.10230   0.09632  -0.0488   0.9472   0.1901
  -7.250  -0.5062   0.09208   0.08611  -0.0508   0.9393   0.1860
  -7.000  -0.5899   0.07804   0.07178  -0.0550   0.9352   0.1840
  -6.750  -0.6006   0.07129   0.06468  -0.0583   0.9277   0.1929
  -6.500  -0.6223   0.06455   0.05728  -0.0589   0.9193   0.2038
  -6.250  -0.5906   0.06511   0.05787  -0.0600   0.9069   0.2201
  -6.000  -0.5511   0.06871   0.06181  -0.0588   0.8938   0.2336
  -5.750  -0.5285   0.07102   0.06429  -0.0564   0.8824   0.2440
  -5.500  -0.4979   0.07177   0.06497  -0.0573   0.8728   0.2596
  -5.250  -0.4966   0.07055   0.06360  -0.0560   0.8639   0.2690
  -5.000  -0.4709   0.07121   0.06427  -0.0557   0.8547   0.2792
  -4.750  -0.4601   0.06936   0.06216  -0.0565   0.8474   0.2888
  -4.500  -0.4558   0.06847   0.06117  -0.0551   0.8413   0.2961
  -4.250  -0.4269   0.06916   0.06183  -0.0555   0.8335   0.3083
  -4.000  -0.4177   0.06774   0.06021  -0.0554   0.8268   0.3163
  -3.750  -0.4095   0.06850   0.06108  -0.0528   0.8210   0.3227
  -3.500  -0.3959   0.06672   0.05891  -0.0542   0.8171   0.3326
  -3.250  -0.4861   0.06862   0.06116  -0.0428   0.9094   0.3212
  -3.000  -0.4726   0.06814   0.06045  -0.0431   0.9097   0.3311
  -2.750  -0.4602   0.06781   0.06000  -0.0427   0.9098   0.3387
  -2.500  -0.4495   0.06806   0.06029  -0.0412   0.9094   0.3458
  -2.250  -0.4402   0.06662   0.05852  -0.0410   0.9069   0.3549
  -2.000  -0.4240   0.06634   0.05824  -0.0405   0.8986   0.3623
  -1.750  -0.3946   0.06727   0.05902  -0.0422   0.8927   0.3752
  -1.500  -0.3735   0.06817   0.05986  -0.0426   0.8904   0.3859
  -1.250  -0.3688   0.06746   0.05911  -0.0405   0.8870   0.3960
  -1.000  -0.3520   0.06746   0.05907  -0.0401   0.8785   0.4091
  -0.750  -0.3201   0.06911   0.06060  -0.0418   0.8724   0.4289
  -0.500  -0.3071   0.06981   0.06128  -0.0407   0.8697   0.4455
  -0.250  -0.3016   0.06930   0.06086  -0.0384   0.8623   0.4585
   0.000  -0.2769   0.07051   0.06206  -0.0386   0.8547   0.4808
   0.250  -0.2498   0.07278   0.06430  -0.0393   0.8506   0.5041
   0.500  -0.2495   0.07172   0.06315  -0.0368   0.8429   0.5207
   0.750  -0.2275   0.07292   0.06443  -0.0365   0.8353   0.5403
   1.000  -0.1960   0.07579   0.06726  -0.0377   0.8307   0.5635
   1.250  -0.2002   0.07437   0.06587  -0.0345   0.8216   0.5750
   1.500  -0.1740   0.07598   0.06742  -0.0351   0.8138   0.5961
   1.750  -0.1534   0.07793   0.06933  -0.0352   0.8095   0.6152
   2.000  -0.1492   0.07734   0.06882  -0.0329   0.7981   0.6283
   2.250  -0.1123   0.08034   0.07178  -0.0348   0.7911   0.6528
   2.500  -0.1149   0.07969   0.07113  -0.0323   0.7824   0.6679
   2.750  -0.0868   0.08156   0.07304  -0.0328   0.7726   0.6947
   3.000  -0.0777   0.08247   0.07400  -0.0316   0.7656   0.7165
   3.250  -0.0567   0.08351   0.07511  -0.0315   0.7536   0.7437
   3.500  -0.0375   0.08529   0.07697  -0.0317   0.7467   0.7722
   3.750  -0.0200   0.08589   0.07770  -0.0316   0.7335   0.8059
   4.000   0.0062   0.08781   0.07991  -0.0335   0.7256   0.8615
   4.250   0.0834   0.09178   0.08392  -0.0467   0.7091   1.0000
   4.500   0.0843   0.09196   0.08389  -0.0473   0.6962   1.0000
   4.750   0.1425   0.09736   0.08886  -0.0540   0.6876   1.0000
   5.000   0.1301   0.09652   0.08794  -0.0517   0.6738   1.0000
   5.250   0.1730   0.10118   0.09232  -0.0554   0.6666   1.0000
   5.500   0.1667   0.10095   0.09201  -0.0536   0.6524   1.0000
   5.750   0.2103   0.10596   0.09679  -0.0569   0.6465   1.0000
   6.000   0.1946   0.10527   0.09608  -0.0544   0.6336   1.0000
   6.250   0.2408   0.11018   0.10079  -0.0575   0.6267   1.0000
   6.500   0.2226   0.10964   0.10023  -0.0550   0.6148   1.0000
   6.750   0.2583   0.11338   0.10381  -0.0570   0.6076   1.0000
   7.000   0.2521   0.11460   0.10498  -0.0559   0.6010   1.0000
   7.250   0.2677   0.11656   0.10686  -0.0562   0.5913   1.0000
   7.500   0.3065   0.12125   0.11141  -0.0584   0.5865   1.0000
   7.750   0.2884   0.12093   0.11107  -0.0565   0.5774   1.0000
   8.000   0.3111   0.12352   0.11358  -0.0572   0.5696   1.0000
   8.250   0.3506   0.12878   0.11872  -0.0594   0.5658   1.0000
   8.500   0.3266   0.12768   0.11762  -0.0573   0.5578   1.0000
   8.750   0.3435   0.12998   0.11985  -0.0578   0.5509   1.0000
   9.000   0.3717   0.13374   0.12354  -0.0591   0.5469   1.0000
   9.250   0.3841   0.13687   0.12661  -0.0596   0.5440   1.0000
   9.500   0.3751   0.13649   0.12621  -0.0586   0.5345   1.0000
   9.750   0.3964   0.13923   0.12890  -0.0593   0.5287   1.0000
  10.000   0.4283   0.14395   0.13356  -0.0608   0.5254   1.0000
  10.250   0.4209   0.14461   0.13419  -0.0603   0.5219   1.0000
  10.500   0.4225   0.14537   0.13493  -0.0601   0.5143   1.0000
<< Back to GOE 522 AIRFOIL (goe522-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 522 AIRFOIL (goe522-il)