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

GOE 523 AIRFOIL (goe523-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 523 AIRFOIL (goe523-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.33 at α=8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe523-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe523-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 523 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.2731   0.18380   0.17796  -0.0206   1.0000   0.1261
 -11.000  -0.2887   0.18593   0.18017  -0.0206   1.0000   0.1271
 -10.750  -0.3079   0.18873   0.18306  -0.0204   1.0000   0.1275
 -10.500  -0.2861   0.17983   0.17420  -0.0186   1.0000   0.1293
 -10.250  -0.2810   0.17681   0.17122  -0.0170   1.0000   0.1318
 -10.000  -0.2817   0.17527   0.16972  -0.0160   1.0000   0.1346
  -9.750  -0.2851   0.17419   0.16870  -0.0152   1.0000   0.1375
  -9.500  -0.2921   0.17380   0.16836  -0.0147   1.0000   0.1406
  -9.250  -0.3067   0.17511   0.16974  -0.0146   1.0000   0.1426
  -9.000  -0.3285   0.17783   0.17254  -0.0146   1.0000   0.1434
  -8.750  -0.3281   0.17455   0.16934  -0.0139   1.0000   0.1444
  -8.500  -0.3104   0.16860   0.16339  -0.0121   1.0000   0.1469
  -8.250  -0.3087   0.16653   0.16136  -0.0109   1.0000   0.1495
  -8.000  -0.3108   0.16513   0.16001  -0.0101   1.0000   0.1524
  -7.750  -0.3159   0.16415   0.15908  -0.0094   1.0000   0.1555
  -7.500  -0.3270   0.16413   0.15913  -0.0090   1.0000   0.1586
  -7.250  -0.3476   0.16575   0.16082  -0.0089   1.0000   0.1603
  -7.000  -0.3738   0.16801   0.16317  -0.0084   1.0000   0.1609
  -6.750  -0.3480   0.16043   0.15561  -0.0072   1.0000   0.1634
  -6.500  -0.3405   0.15759   0.15279  -0.0057   1.0000   0.1670
  -6.250  -0.3322   0.15604   0.15126  -0.0074   0.9962   0.1725
  -6.000  -0.3399   0.15667   0.15192  -0.0097   0.9913   0.1774
  -5.750  -0.3667   0.15991   0.15522  -0.0117   0.9840   0.1790
  -5.500  -0.3225   0.15202   0.14731  -0.0132   0.9783   0.1833
  -5.250  -0.3021   0.15017   0.14544  -0.0161   0.9700   0.1897
  -5.000  -0.3141   0.14938   0.14470  -0.0149   0.9640   0.1937
  -4.750  -0.3401   0.15195   0.14734  -0.0168   0.9568   0.1971
  -4.500  -0.3476   0.14988   0.14533  -0.0166   0.9517   0.1986
  -4.250  -0.3067   0.14494   0.14033  -0.0171   0.9424   0.2050
  -4.000  -0.3146   0.14384   0.13928  -0.0156   0.9375   0.2095
  -3.750  -0.3312   0.14529   0.14077  -0.0222   0.9290   0.2160
  -3.500  -0.3167   0.14148   0.13698  -0.0197   0.9246   0.2192
  -3.250  -0.3113   0.13900   0.13453  -0.0172   0.9158   0.2248
  -3.000  -0.3032   0.13942   0.13494  -0.0280   0.9096   0.2359
  -2.750  -0.3097   0.13621   0.13179  -0.0217   0.9041   0.2380
  -2.500  -0.2943   0.13425   0.12982  -0.0211   0.8960   0.2463
  -2.250  -0.2870   0.13330   0.12888  -0.0288   0.8921   0.2559
  -2.000  -0.2868   0.13064   0.12625  -0.0242   0.8834   0.2596
  -1.750  -0.2538   0.12989   0.12543  -0.0351   0.8772   0.2753
  -1.500  -0.2657   0.12740   0.12302  -0.0296   0.8726   0.2775
  -1.250  -0.2358   0.12622   0.12180  -0.0391   0.8641   0.2946
  -1.000  -0.2301   0.12438   0.11997  -0.0343   0.8602   0.2992
  -0.750  -0.2155   0.12281   0.11839  -0.0405   0.8520   0.3151
  -0.500  -0.2075   0.12105   0.11666  -0.0363   0.8461   0.3225
   0.000  -0.1754   0.11853   0.11412  -0.0429   0.8339   0.3567
   0.250  -0.1445   0.11777   0.11333  -0.0465   0.8280   0.3773
   0.500  -0.1490   0.11627   0.11187  -0.0429   0.8237   0.3842
   0.750  -0.1302   0.11495   0.11055  -0.0451   0.8157   0.4023
   1.000   0.3566   0.10036   0.09282  -0.1826   0.8031   0.1837
   1.250   0.4077   0.10202   0.09413  -0.1888   0.7956   0.1929
   1.500   0.4410   0.10412   0.09602  -0.1923   0.7919   0.2036
   1.750   0.4592   0.10511   0.09682  -0.1936   0.7818   0.2171
   2.000   0.5139   0.10839   0.10010  -0.1986   0.7762   0.2565
   2.250   0.5055   0.10905   0.10089  -0.1965   0.7689   0.2702
   2.500   0.5429   0.11149   0.10361  -0.1988   0.7611   0.3542
   2.750   0.5473   0.11354   0.10603  -0.1967   0.7557   0.4040
   3.000   0.5568   0.11520   0.10796  -0.1940   0.7459   0.4619
   3.250   0.5798   0.11859   0.11145  -0.1920   0.7417   0.5347
   3.500   0.5683   0.11900   0.11199  -0.1884   0.7312   0.5558
   3.750   0.5933   0.12166   0.11464  -0.1866   0.7254   0.6179
   4.000   0.5871   0.12265   0.11565  -0.1844   0.7162   0.6428
   4.250   0.6152   0.12502   0.11787  -0.1848   0.7093   0.6967
   4.500   0.6160   0.12650   0.11935  -0.1834   0.7015   0.7230
   4.750   0.6413   0.12840   0.12114  -0.1840   0.6927   0.7690
   5.000   0.6509   0.13048   0.12318  -0.1837   0.6871   0.8041
   5.250   0.6615   0.13149   0.12420  -0.1829   0.6772   0.8485
   5.500   0.6915   0.13388   0.12660  -0.1838   0.6724   1.0000
   5.750   0.6894   0.13491   0.12760  -0.1841   0.6603   1.0000
   6.250   0.7326   0.14143   0.13382  -0.1898   0.6445   1.0000
   6.500   0.7731   0.14586   0.13804  -0.1937   0.6383   1.0000
   6.750   0.7716   0.14775   0.13990  -0.1941   0.6301   1.0000
   7.000   0.8006   0.15106   0.14305  -0.1965   0.6219   1.0000
   7.250   0.8288   0.15563   0.14748  -0.1990   0.6180   1.0000
   7.500   0.8237   0.15641   0.14825  -0.1989   0.6083   1.0000
   7.750   0.8529   0.16016   0.15187  -0.2010   0.6028   1.0000
   8.000   0.8703   0.16398   0.15560  -0.2025   0.5993   1.0000
   8.250   0.8705   0.16483   0.15643  -0.2026   0.5892   1.0000
   8.500   0.9005   0.16882   0.16031  -0.2044   0.5840   1.0000
   8.750   0.9102   0.17189   0.16332  -0.2054   0.5805   1.0000
   9.000   0.9119   0.17289   0.16432  -0.2058   0.5719   1.0000
   9.250   0.9347   0.17624   0.16759  -0.2070   0.5670   1.0000
   9.500   0.9671   0.18182   0.17308  -0.2087   0.5643   1.0000
   9.750   0.9511   0.18085   0.17213  -0.2086   0.5567   1.0000
  10.000   0.9693   0.18353   0.17478  -0.2095   0.5504   1.0000
  10.250   0.9978   0.18824   0.17942  -0.2107   0.5469   1.0000
  10.500   0.9949   0.18931   0.18048  -0.2113   0.5428   1.0000
  10.750   1.0022   0.19075   0.18191  -0.2120   0.5357   1.0000
  11.000   1.0217   0.19390   0.18504  -0.2129   0.5314   1.0000
  11.250   1.0486   0.19904   0.19015  -0.2140   0.5287   1.0000
  11.500   1.0402   0.19869   0.18981  -0.2147   0.5236   1.0000
  11.750   1.0512   0.20049   0.19161  -0.2154   0.5169   1.0000
  12.000   1.0724   0.20405   0.19516  -0.2162   0.5127   1.0000
  12.250   1.0999   0.21009   0.20121  -0.2172   0.5105   1.0000
  12.500   1.0857   0.20799   0.19913  -0.2181   0.5051   1.0000
  12.750   1.0969   0.20996   0.20111  -0.2189   0.4995   1.0000
<< Back to GOE 523 AIRFOIL (goe523-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 523 AIRFOIL (goe523-il)