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

GOE 530 AIRFOIL (goe530-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 530 AIRFOIL (goe530-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 14.04 at α=4.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe530-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe530-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 530 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.2494   0.13353   0.12592  -0.0360   1.0000   0.1643
 -11.250  -0.2623   0.13390   0.12640  -0.0370   1.0000   0.1684
 -11.000  -0.2883   0.13618   0.12884  -0.0383   1.0000   0.1696
 -10.750  -0.2453   0.12636   0.11898  -0.0357   1.0000   0.1751
 -10.500  -0.2415   0.12403   0.11672  -0.0350   1.0000   0.1805
 -10.250  -0.2521   0.12358   0.11638  -0.0349   1.0000   0.1856
 -10.000  -0.2816   0.12557   0.11856  -0.0349   1.0000   0.1875
  -9.750  -0.2578   0.11905   0.11206  -0.0330   1.0000   0.1910
  -9.500  -0.2507   0.11621   0.10928  -0.0310   1.0000   0.1960
  -9.250  -0.2588   0.11510   0.10828  -0.0291   1.0000   0.2009
  -9.000  -0.2851   0.11594   0.10927  -0.0272   1.0000   0.2047
  -8.750  -0.3214   0.11768   0.11120  -0.0247   1.0000   0.2059
  -8.500  -0.2953   0.11162   0.10515  -0.0225   1.0000   0.2105
  -8.250  -0.2963   0.10976   0.10336  -0.0198   1.0000   0.2162
  -8.000  -0.3166   0.10954   0.10326  -0.0172   1.0000   0.2212
  -7.750  -0.3510   0.11044   0.10431  -0.0145   1.0000   0.2236
  -7.500  -0.3916   0.11150   0.10552  -0.0113   1.0000   0.2245
  -7.250  -0.3506   0.10522   0.09923  -0.0096   1.0000   0.2335
  -7.000  -0.3702   0.10453   0.09863  -0.0069   1.0000   0.2385
  -6.750  -0.4056   0.10477   0.09899  -0.0037   1.0000   0.2414
  -6.500  -0.4485   0.10560   0.09991  -0.0029   1.0000   0.2436
  -6.250  -0.4196   0.10032   0.09469   0.0010   1.0000   0.2512
  -6.000  -0.4350   0.09908   0.09352   0.0029   1.0000   0.2582
  -5.750  -0.4707   0.09883   0.09331   0.0022   1.0000   0.2636
  -5.500  -0.4521   0.09478   0.08934   0.0067   1.0000   0.2708
  -5.000  -0.4692   0.09065   0.08530   0.0096   1.0000   0.2877
  -4.750  -0.4860   0.08973   0.08434   0.0087   1.0000   0.3017
  -4.500  -0.4769   0.08631   0.08103   0.0132   1.0000   0.3096
  -4.250  -0.4836   0.08422   0.07896   0.0141   1.0000   0.3240
  -4.000  -0.4598   0.08138   0.07613   0.0130   0.9919   0.3486
  -3.750  -0.4365   0.07863   0.07340   0.0118   0.9812   0.3858
  -3.500  -0.4188   0.07613   0.07095   0.0128   0.9700   0.4255
  -3.250   0.0441   0.06383   0.05831  -0.0163   0.9750   0.9702
  -3.000   0.0425   0.06257   0.05709  -0.0160   0.9597   0.9468
  -2.750  -0.0232   0.06335   0.05800  -0.0045   0.9440   0.8877
  -2.500  -0.0598   0.06258   0.05732   0.0007   0.9302   0.8503
  -2.250  -0.1126   0.06175   0.05659   0.0076   0.9171   0.8103
  -2.000  -0.1957   0.06107   0.05608   0.0194   0.9035   0.7731
  -1.750  -0.2922   0.06009   0.05526   0.0328   0.8906   0.7444
  -1.500  -0.1459   0.05525   0.04744  -0.0320   0.8698   0.2668
  -1.250  -0.1107   0.05344   0.04508  -0.0339   0.8575   0.2354
  -1.000  -0.0616   0.05169   0.04273  -0.0372   0.8464   0.2170
  -0.750  -0.0450   0.05093   0.04167  -0.0359   0.8327   0.2142
  -0.500  -0.0167   0.05021   0.04059  -0.0361   0.8203   0.2120
  -0.250   0.0311   0.04926   0.03919  -0.0388   0.8093   0.2100
   0.000   0.0456   0.04910   0.03890  -0.0373   0.7957   0.2125
   0.250   0.0740   0.04886   0.03847  -0.0375   0.7833   0.2161
   0.500   0.1261   0.04824   0.03753  -0.0406   0.7726   0.2210
   0.750   0.1381   0.04867   0.03775  -0.0388   0.7590   0.2250
   1.000   0.1805   0.04852   0.03755  -0.0416   0.7460   0.2342
   1.250   0.2596   0.04770   0.03662  -0.0488   0.7354   0.2549
   1.500   0.2757   0.04832   0.03721  -0.0479   0.7208   0.2653
   1.750   0.3023   0.04863   0.03762  -0.0482   0.7078   0.2852
   2.000   0.4695   0.04566   0.03631  -0.0706   0.6930   1.0000
   2.250   0.5109   0.04561   0.03597  -0.0714   0.6817   1.0000
   2.500   0.5113   0.04710   0.03734  -0.0681   0.6672   1.0000
   2.750   0.5296   0.04795   0.03805  -0.0666   0.6547   1.0000
   3.000   0.5797   0.04731   0.03723  -0.0680   0.6447   1.0000
   3.250   0.5709   0.04939   0.03926  -0.0641   0.6301   1.0000
   3.500   0.5835   0.05058   0.04036  -0.0622   0.6178   1.0000
   3.750   0.6308   0.04986   0.03952  -0.0629   0.6084   1.0000
   4.000   0.6160   0.05260   0.04222  -0.0591   0.5941   1.0000
   4.250   0.6973   0.04967   0.03919  -0.0620   0.5885   1.0000
   4.500   0.6618   0.05389   0.04339  -0.0569   0.5730   1.0000
   4.750   0.6446   0.05722   0.04669  -0.0536   0.5597   1.0000
   5.000   0.7056   0.05534   0.04475  -0.0545   0.5534   1.0000
   5.500   0.6679   0.06301   0.05237  -0.0490   0.5300   1.0000
   5.750   0.6765   0.06499   0.05432  -0.0477   0.5208   1.0000
   6.000   0.6734   0.06817   0.05748  -0.0463   0.5132   1.0000
   6.250   0.6581   0.07228   0.06160  -0.0450   0.5058   1.0000
   6.500   0.7148   0.07079   0.06006  -0.0448   0.4995   1.0000
   6.750   0.6577   0.07852   0.06781  -0.0432   0.4941   1.0000
   7.000   0.6451   0.08282   0.07211  -0.0427   0.4914   1.0000
   7.250   0.6358   0.08715   0.07645  -0.0426   0.4922   1.0000
   7.500   0.6313   0.09124   0.08055  -0.0427   0.4946   1.0000
   7.750   0.6362   0.09491   0.08423  -0.0430   0.4973   1.0000
   8.000   0.5463   0.10880   0.09833  -0.0486   0.6056   1.0000
   8.250   0.5340   0.10977   0.09928  -0.0466   0.5983   1.0000
   8.500   0.5511   0.11245   0.10196  -0.0469   0.5920   1.0000
   8.750   0.5813   0.11691   0.10641  -0.0483   0.5882   1.0000
   9.000   0.5615   0.11692   0.10642  -0.0458   0.5786   1.0000
   9.250   0.5852   0.12016   0.10966  -0.0465   0.5724   1.0000
   9.500   0.5926   0.12307   0.11258  -0.0463   0.5688   1.0000
   9.750   0.5895   0.12421   0.11373  -0.0452   0.5593   1.0000
  10.000   0.6147   0.12790   0.11744  -0.0460   0.5540   1.0000
<< Back to GOE 530 AIRFOIL (goe530-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 530 AIRFOIL (goe530-il)