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

GOE 525 AIRFOIL (goe525-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 525 AIRFOIL (goe525-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.49 at α=3.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe525-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe525-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 525 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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750   0.0356   0.13352   0.12678  -0.0884   0.8663   0.1263
  -8.500   0.0231   0.13381   0.12713  -0.0883   0.8572   0.1273
  -8.250   0.0155   0.13337   0.12673  -0.0897   0.8495   0.1277
  -8.000   0.0558   0.12591   0.11922  -0.0909   0.8475   0.1297
  -7.750   0.0551   0.12422   0.11756  -0.0882   0.8374   0.1313
  -7.500   0.0691   0.12139   0.11472  -0.0893   0.8324   0.1339
  -7.250   0.0673   0.12011   0.11346  -0.0879   0.8236   0.1367
  -7.000   0.0645   0.11904   0.11241  -0.0882   0.8160   0.1409
  -6.750   0.0438   0.11959   0.11304  -0.0862   0.8055   0.1426
  -6.500   0.0279   0.11949   0.11298  -0.0860   0.7976   0.1434
  -6.250   0.0080   0.11953   0.11309  -0.0833   0.7861   0.1436
  -6.000   0.0502   0.11296   0.10647  -0.0833   0.7834   0.1464
  -5.750   0.0642   0.10990   0.10338  -0.0842   0.7792   0.1479
  -5.500   0.0468   0.10967   0.10323  -0.0800   0.7675   0.1483
  -5.000   0.0212   0.10258   0.09608  -0.0838   0.7500   0.0992
  -4.500   0.0255   0.09562   0.08907  -0.0882   0.7351   0.0877
  -4.250   0.0407   0.09258   0.08600  -0.0898   0.7297   0.0869
  -3.750   0.0611   0.08681   0.08020  -0.0955   0.7148   0.0864
  -3.500   0.0935   0.08196   0.07525  -0.1031   0.7110   0.0858
  -3.250   0.1102   0.07887   0.07212  -0.1080   0.7023   0.0848
  -3.000   0.1718   0.07102   0.06401  -0.1260   0.6976   0.0830
  -2.750   0.3374   0.05696   0.04870  -0.1707   0.6976   0.0857
  -2.500   0.4328   0.05188   0.04259  -0.1879   0.6955   0.0885
  -2.250   0.4834   0.04996   0.04045  -0.1924   0.6929   0.0913
  -2.000   0.5042   0.05023   0.04058  -0.1932   0.6827   0.0945
  -1.750   0.5515   0.04880   0.03871  -0.1971   0.6785   0.1005
  -1.500   0.5947   0.04752   0.03734  -0.1994   0.6757   0.1060
  -1.250   0.6129   0.04815   0.03782  -0.1993   0.6655   0.1112
  -1.000   0.6514   0.04742   0.03702  -0.2011   0.6609   0.1218
  -0.750   0.6980   0.04624   0.03570  -0.2038   0.6582   0.1403
  -0.500   0.7170   0.04717   0.03661  -0.2039   0.6481   0.1591
  -0.250   0.7583   0.04656   0.03619  -0.2066   0.6433   0.2043
   0.000   0.8039   0.04568   0.03548  -0.2091   0.6403   0.2792
   0.250   0.8476   0.04479   0.03471  -0.2107   0.6381   0.3550
   0.500   0.8447   0.04720   0.03726  -0.2077   0.6247   0.3826
   0.750   0.8798   0.04667   0.03674  -0.2075   0.6216   0.4355
   1.250   0.9104   0.04883   0.03886  -0.2044   0.6053   0.4938
   1.500   0.9456   0.04821   0.03812  -0.2041   0.6025   0.5259
   2.000   0.9716   0.05088   0.04070  -0.2011   0.5857   0.5724
   2.250   1.0063   0.05009   0.03981  -0.2006   0.5832   0.6047
   2.750   1.0255   0.05332   0.04300  -0.1972   0.5662   0.6473
   3.000   1.0649   0.05226   0.04178  -0.1978   0.5640   0.6713
   3.500   1.0813   0.05597   0.04546  -0.1949   0.5469   0.7017
   3.750   1.1224   0.05478   0.04411  -0.1958   0.5450   0.7245
   4.250   1.1135   0.06116   0.05058  -0.1917   0.5244   0.7484
   4.750   1.1400   0.06402   0.05345  -0.1899   0.5110   0.7825
   5.000   1.1781   0.06262   0.05197  -0.1901   0.5093   0.8097
   6.500   1.1823   0.08146   0.07110  -0.1841   0.4585   1.0000
   6.750   1.1576   0.08882   0.07858  -0.1836   0.4450   1.0000
   7.000   1.1846   0.08917   0.07885  -0.1837   0.4418   1.0000
   7.250   1.2166   0.08872   0.07828  -0.1838   0.4398   1.0000
   7.750   1.2118   0.09747   0.08710  -0.1835   0.4229   1.0000
   8.250   1.2045   0.10678   0.09650  -0.1836   0.4065   1.0000
   8.750   1.1976   0.11613   0.10595  -0.1842   0.3910   1.0000
   9.000   1.2185   0.11717   0.10695  -0.1841   0.3881   1.0000
   9.250   1.2430   0.11758   0.10731  -0.1838   0.3861   1.0000
   9.750   1.2262   0.12863   0.11850  -0.1853   0.3705   1.0000
  10.000   1.2506   0.12896   0.11880  -0.1849   0.3686   1.0000
  10.500   1.2283   0.14124   0.13123  -0.1876   0.3543   1.0000
  10.750   1.2469   0.14254   0.13252  -0.1876   0.3522   1.0000
<< Back to GOE 525 AIRFOIL (goe525-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 525 AIRFOIL (goe525-il)