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

GOE 527 AIRFOIL (goe527-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 527 AIRFOIL (goe527-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.3 at α=10.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe527-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe527-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 527 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.2835   0.13791   0.13201  -0.0211   1.0000   0.2149
  -9.750  -0.3066   0.13873   0.13294  -0.0195   1.0000   0.2195
  -9.500  -0.3448   0.14109   0.13544  -0.0183   1.0000   0.2214
  -9.250  -0.3289   0.13635   0.13075  -0.0162   1.0000   0.2247
  -9.000  -0.3179   0.13375   0.12818  -0.0154   0.9986   0.2306
  -8.750  -0.3319   0.13376   0.12823  -0.0213   0.9903   0.2400
  -8.500  -0.2806   0.12660   0.12100  -0.0247   0.9832   0.2484
  -8.250  -0.2951   0.12650   0.12094  -0.0287   0.9739   0.2588
  -8.000  -0.2456   0.12021   0.11459  -0.0322   0.9675   0.2708
  -7.750  -0.2859   0.12202   0.11650  -0.0343   0.9568   0.2788
  -7.500  -0.2253   0.11501   0.10939  -0.0367   0.9503   0.2925
  -7.250  -0.2319   0.11322   0.10766  -0.0384   0.9413   0.3013
  -7.000  -0.2161   0.11080   0.10522  -0.0394   0.9329   0.3144
  -6.750  -0.2001   0.10756   0.10199  -0.0408   0.9250   0.3252
  -6.500  -0.2327   0.10847   0.10298  -0.0388   0.9158   0.3364
  -6.250  -0.1983   0.10440   0.09888  -0.0400   0.9085   0.3526
  -6.000  -0.1797   0.10157   0.09603  -0.0413   0.9021   0.3691
  -5.750  -0.2375   0.10355   0.09817  -0.0344   0.8925   0.3755
  -5.500  -0.2221   0.10099   0.09559  -0.0350   0.8866   0.3950
  -5.250  -0.2013   0.09812   0.09272  -0.0336   0.8795   0.4083
  -5.000  -0.2191   0.09727   0.09195  -0.0298   0.8728   0.4215
  -4.750  -0.1925   0.09450   0.08914  -0.0311   0.8674   0.4459
  -4.500  -0.2674   0.09689   0.09171  -0.0220   0.8621   0.4561
  -4.250  -0.2723   0.09572   0.09057  -0.0180   0.8572   0.4751
  -4.000  -0.2946   0.07462   0.06804  -0.0598   0.8592   0.2215
  -3.750  -0.2779   0.07045   0.06374  -0.0610   0.8549   0.2072
  -3.500  -0.2497   0.06670   0.05949  -0.0645   0.8506   0.1984
  -3.250  -0.2290   0.06415   0.05655  -0.0659   0.8470   0.1948
  -3.000  -0.2196   0.06211   0.05410  -0.0653   0.8446   0.1917
  -2.750  -0.4378   0.06766   0.06106  -0.0290   0.9970   0.2013
  -2.500  -0.4082   0.06493   0.05806  -0.0322   0.9928   0.1950
  -2.250  -0.3793   0.06170   0.05421  -0.0354   0.9884   0.1901
  -2.000  -0.3424   0.05976   0.05149  -0.0391   0.9825   0.1871
  -1.750  -0.3199   0.05872   0.05021  -0.0398   0.9787   0.1889
  -1.500  -0.2916   0.05836   0.04964  -0.0414   0.9713   0.1943
  -1.250  -0.2631   0.05816   0.04899  -0.0428   0.9666   0.1991
  -1.000  -0.2357   0.05771   0.04816  -0.0440   0.9579   0.2055
  -0.750  -0.2064   0.05847   0.04883  -0.0455   0.9529   0.2152
  -0.500  -0.1845   0.05812   0.04822  -0.0457   0.9434   0.2247
  -0.250  -0.1500   0.05957   0.04944  -0.0479   0.9373   0.2398
   0.000  -0.1316   0.05924   0.04919  -0.0478   0.9268   0.2519
   0.250  -0.0967   0.06109   0.05095  -0.0499   0.9209   0.2715
   0.500  -0.0803   0.06077   0.05061  -0.0494   0.9094   0.2879
   0.750  -0.0401   0.06303   0.05278  -0.0525   0.9031   0.3184
   1.000  -0.0230   0.06281   0.05274  -0.0522   0.8912   0.3444
   1.250   0.0182   0.06491   0.05538  -0.0554   0.8850   0.4277
   1.500   0.0522   0.06319   0.05535  -0.0575   0.8723   1.0000
   1.750   0.0769   0.06534   0.05705  -0.0585   0.8639   1.0000
   2.000   0.1055   0.06732   0.05868  -0.0599   0.8505   1.0000
   2.250   0.1167   0.06823   0.05940  -0.0590   0.8379   1.0000
   2.500   0.1546   0.07175   0.06262  -0.0619   0.8292   1.0000
   2.750   0.1655   0.07228   0.06300  -0.0608   0.8144   1.0000
   3.000   0.1778   0.07363   0.06421  -0.0602   0.8022   1.0000
   3.250   0.2197   0.07752   0.06786  -0.0634   0.7923   1.0000
   3.500   0.2254   0.07785   0.06811  -0.0618   0.7771   1.0000
   3.750   0.2355   0.07927   0.06943  -0.0610   0.7646   1.0000
   4.000   0.2762   0.08318   0.07315  -0.0639   0.7550   1.0000
   4.250   0.2797   0.08361   0.07353  -0.0622   0.7401   1.0000
   4.500   0.2879   0.08527   0.07511  -0.0614   0.7292   1.0000
   4.750   0.3304   0.08920   0.07890  -0.0643   0.7185   1.0000
   5.000   0.3244   0.08943   0.07910  -0.0618   0.7049   1.0000
   5.250   0.3469   0.09252   0.08210  -0.0628   0.6979   1.0000
   5.500   0.3578   0.09394   0.08347  -0.0622   0.6849   1.0000
   5.750   0.3660   0.09605   0.08553  -0.0617   0.6762   1.0000
   6.000   0.3925   0.09870   0.08811  -0.0627   0.6650   1.0000
   6.250   0.3917   0.10025   0.08963  -0.0615   0.6562   1.0000
   6.500   0.4161   0.10301   0.09233  -0.0624   0.6473   1.0000
   6.750   0.4213   0.10524   0.09453  -0.0619   0.6411   1.0000
   7.000   0.4369   0.10727   0.09653  -0.0620   0.6303   1.0000
   7.250   0.4527   0.11029   0.09951  -0.0624   0.6246   1.0000
   7.500   0.4581   0.11164   0.10084  -0.0617   0.6136   1.0000
   7.750   0.4940   0.11619   0.10534  -0.0637   0.6089   1.0000
   8.000   0.4763   0.11623   0.10540  -0.0615   0.6001   1.0000
   8.250   0.5020   0.11937   0.10851  -0.0625   0.5928   1.0000
   8.500   0.5036   0.12144   0.11057  -0.0620   0.5868   1.0000
   8.750   0.5164   0.12347   0.11260  -0.0620   0.5773   1.0000
   9.000   0.5504   0.12823   0.11735  -0.0638   0.5731   1.0000
   9.250   0.5325   0.12812   0.11725  -0.0621   0.5643   1.0000
   9.500   0.5580   0.13143   0.12056  -0.0629   0.5570   1.0000
   9.750   0.5590   0.13353   0.12267  -0.0627   0.5513   1.0000
  10.000   0.5701   0.13555   0.12470  -0.0628   0.5419   1.0000
  10.250   0.6060   0.14099   0.13014  -0.0645   0.5370   1.0000
  10.500   0.5880   0.14027   0.12946  -0.0631   0.5264   1.0000
  10.750   0.6214   0.14499   0.13419  -0.0644   0.5201   1.0000
<< Back to GOE 527 AIRFOIL (goe527-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 527 AIRFOIL (goe527-il)