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

GOE 528 AIRFOIL (goe528-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 528 AIRFOIL (goe528-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.01 at α=2.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe528-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe528-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 528 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  -0.2264   0.13493   0.12787  -0.0400   1.0000   0.1418
 -11.000  -0.2345   0.13482   0.12787  -0.0405   1.0000   0.1456
 -10.750  -0.2531   0.13652   0.12974  -0.0412   1.0000   0.1468
 -10.500  -0.2275   0.12863   0.12186  -0.0393   1.0000   0.1510
 -10.250  -0.2235   0.12606   0.11937  -0.0381   1.0000   0.1557
 -10.000  -0.2290   0.12493   0.11834  -0.0371   1.0000   0.1599
  -9.750  -0.2476   0.12574   0.11932  -0.0358   1.0000   0.1627
  -9.500  -0.2747   0.12760   0.12136  -0.0338   1.0000   0.1636
  -9.250  -0.2589   0.12177   0.11557  -0.0315   1.0000   0.1667
  -9.000  -0.2578   0.11946   0.11333  -0.0288   1.0000   0.1709
  -8.750  -0.2683   0.11869   0.11265  -0.0263   1.0000   0.1749
  -8.500  -0.2875   0.11896   0.11306  -0.0240   1.0000   0.1783
  -8.250  -0.3140   0.12013   0.11438  -0.0217   1.0000   0.1799
  -8.000  -0.3448   0.12157   0.11599  -0.0192   1.0000   0.1806
  -7.750  -0.3157   0.11491   0.10931  -0.0171   1.0000   0.1871
  -7.500  -0.3270   0.11407   0.10857  -0.0147   1.0000   0.1922
  -7.250  -0.3506   0.11440   0.10902  -0.0124   1.0000   0.1955
  -7.000  -0.3794   0.11510   0.10986  -0.0098   1.0000   0.1968
  -6.750  -0.4104   0.11602   0.11091  -0.0094   1.0000   0.1978
  -6.500  -0.3857   0.11042   0.10533  -0.0053   1.0000   0.2051
  -6.250  -0.4009   0.10964   0.10463  -0.0034   1.0000   0.2103
  -6.000  -0.4197   0.10995   0.10501  -0.0118   0.9946   0.2157
  -5.750  -0.3812   0.10411   0.09914  -0.0099   0.9872   0.2279
  -5.250  -0.3510   0.09797   0.09298  -0.0215   0.9657   0.2521
  -5.000  -0.3335   0.09532   0.09029  -0.0268   0.9553   0.2684
  -4.750  -0.3145   0.09217   0.08713  -0.0289   0.9455   0.2860
  -4.500  -0.3019   0.08943   0.08439  -0.0292   0.9355   0.3038
  -4.250  -0.2771   0.08604   0.08102  -0.0289   0.9275   0.3251
  -4.000  -0.2689   0.08384   0.07883  -0.0283   0.9173   0.3445
  -3.750  -0.2586   0.08188   0.07684  -0.0302   0.9077   0.3733
  -3.500  -0.2425   0.07926   0.07426  -0.0279   0.8991   0.3987
  -3.250  -0.2367   0.07735   0.07238  -0.0257   0.8905   0.4296
  -3.000  -0.2295   0.07557   0.07063  -0.0227   0.8823   0.4767
  -2.250  -0.2114   0.06983   0.06507  -0.0017   0.8605   0.6426
  -2.000   0.0223   0.05591   0.04817  -0.0870   0.8472   0.1963
  -1.750   0.0425   0.05440   0.04646  -0.0873   0.8389   0.1896
  -1.500   0.0855   0.05234   0.04366  -0.0907   0.8312   0.1779
  -1.250   0.1097   0.05133   0.04233  -0.0910   0.8229   0.1735
  -1.000   0.1435   0.05028   0.04083  -0.0923   0.8150   0.1701
  -0.750   0.1684   0.04993   0.04019  -0.0924   0.8071   0.1724
  -0.500   0.1974   0.04964   0.03956  -0.0930   0.7987   0.1765
  -0.250   0.2243   0.04959   0.03916  -0.0931   0.7910   0.1801
   0.000   0.2453   0.04959   0.03906  -0.0927   0.7829   0.1844
   0.250   0.2786   0.04972   0.03896  -0.0936   0.7750   0.1972
   0.500   0.2988   0.05013   0.03935  -0.0932   0.7666   0.2111
   0.750   0.3366   0.05010   0.03937  -0.0947   0.7591   0.2438
   1.000   0.3510   0.05055   0.04010  -0.0937   0.7508   0.2950
   1.250   0.4043   0.04859   0.03952  -0.0964   0.7435   1.0000
   1.500   0.4039   0.05025   0.04098  -0.0940   0.7352   1.0000
   1.750   0.4448   0.05113   0.04147  -0.0956   0.7274   1.0000
   2.000   0.4387   0.05303   0.04328  -0.0930   0.7193   1.0000
   2.250   0.4836   0.05383   0.04379  -0.0949   0.7114   1.0000
   2.500   0.4719   0.05599   0.04590  -0.0920   0.7035   1.0000
   2.750   0.5125   0.05689   0.04658  -0.0934   0.6954   1.0000
   3.000   0.5031   0.05918   0.04883  -0.0910   0.6882   1.0000
   3.250   0.5356   0.06031   0.04980  -0.0918   0.6798   1.0000
   3.500   0.5335   0.06256   0.05200  -0.0901   0.6729   1.0000
   3.750   0.5536   0.06412   0.05347  -0.0900   0.6651   1.0000
   4.000   0.5630   0.06611   0.05539  -0.0892   0.6575   1.0000
   4.250   0.5717   0.06817   0.05741  -0.0885   0.6509   1.0000
   4.500   0.5923   0.06985   0.05901  -0.0884   0.6424   1.0000
   4.750   0.5924   0.07234   0.06148  -0.0874   0.6367   1.0000
   5.000   0.6219   0.07379   0.06286  -0.0878   0.6273   1.0000
   5.250   0.6145   0.07672   0.06581  -0.0867   0.6231   1.0000
   5.500   0.6510   0.07792   0.06693  -0.0872   0.6120   1.0000
   5.750   0.6414   0.08123   0.07026  -0.0863   0.6099   1.0000
   6.000   0.6393   0.08440   0.07345  -0.0859   0.6086   1.0000
   6.250   0.6453   0.08776   0.07683  -0.0863   0.6106   1.0000
   6.500   0.5703   0.09553   0.08482  -0.0869   0.6866   1.0000
   6.750   0.6058   0.09929   0.08853  -0.0890   0.6780   1.0000
   7.000   0.6007   0.10045   0.08971  -0.0872   0.6664   1.0000
   7.250   0.6130   0.10318   0.09244  -0.0874   0.6583   1.0000
   7.500   0.6352   0.10588   0.09513  -0.0880   0.6473   1.0000
   7.750   0.6329   0.10791   0.09717  -0.0870   0.6387   1.0000
   8.000   0.6651   0.11150   0.10077  -0.0886   0.6300   1.0000
   8.250   0.6576   0.11291   0.10220  -0.0871   0.6192   1.0000
   8.500   0.6936   0.11728   0.10656  -0.0891   0.6129   1.0000
   8.750   0.6793   0.11814   0.10746  -0.0873   0.6027   1.0000
   9.000   0.7134   0.12249   0.11183  -0.0891   0.5970   1.0000
   9.250   0.6998   0.12339   0.11276  -0.0875   0.5868   1.0000
   9.500   0.7342   0.12778   0.11719  -0.0891   0.5807   1.0000
   9.750   0.7203   0.12865   0.11808  -0.0878   0.5709   1.0000
  10.000   0.7457   0.13237   0.12185  -0.0888   0.5654   1.0000
<< Back to GOE 528 AIRFOIL (goe528-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 528 AIRFOIL (goe528-il)