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

GOE 533 AIRFOIL (goe533-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 533 AIRFOIL (goe533-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.45 at α=1.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe533-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe533-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 533 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.2452   0.11470   0.10788  -0.0314   1.0000   0.2348
  -9.250  -0.2380   0.11216   0.10540  -0.0306   1.0000   0.2438
  -9.000  -0.2635   0.11274   0.10620  -0.0309   1.0000   0.2492
  -8.750  -0.2330   0.10731   0.10076  -0.0291   1.0000   0.2591
  -8.500  -0.2696   0.10933   0.10303  -0.0285   1.0000   0.2659
  -8.250  -0.2340   0.10328   0.09697  -0.0267   1.0000   0.2759
  -8.000  -0.2702   0.10503   0.09898  -0.0244   1.0000   0.2830
  -7.750  -0.2459   0.10053   0.09452  -0.0222   1.0000   0.2947
  -7.500  -0.2835   0.10228   0.09654  -0.0175   1.0000   0.2995
  -7.250  -0.3282   0.10462   0.09911  -0.0118   1.0000   0.3004
  -7.000  -0.3081   0.10097   0.09550  -0.0090   1.0000   0.3115
  -6.750  -0.3452   0.10251   0.09721  -0.0047   1.0000   0.3162
  -6.500  -0.3526   0.10101   0.09580  -0.0018   1.0000   0.3230
  -6.250  -0.3735   0.10116   0.09606   0.0018   1.0000   0.3329
  -6.000  -0.3660   0.09880   0.09375   0.0028   0.9982   0.3453
  -5.750  -0.3598   0.09713   0.09209  -0.0004   0.9871   0.3685
  -5.500  -0.3318   0.09341   0.08837  -0.0034   0.9779   0.3902
  -5.250  -0.2966   0.09004   0.08496  -0.0066   0.9691   0.4173
  -5.000  -0.2960   0.08857   0.08354  -0.0076   0.9572   0.4402
  -4.750  -0.2528   0.08442   0.07934  -0.0095   0.9486   0.4658
  -4.500  -0.2207   0.08129   0.07618  -0.0121   0.9399   0.4995
  -4.250  -0.2322   0.05714   0.05048  -0.0738   0.9242   0.1957
  -4.000  -0.1993   0.05235   0.04509  -0.0789   0.9146   0.1781
  -3.750  -0.1509   0.04842   0.04075  -0.0847   0.9066   0.1700
  -3.500  -0.1198   0.04587   0.03730  -0.0873   0.8961   0.1615
  -3.250  -0.0767   0.04362   0.03468  -0.0908   0.8873   0.1593
  -3.000  -0.0446   0.04224   0.03290  -0.0922   0.8767   0.1600
  -2.750  -0.0099   0.04125   0.03143  -0.0937   0.8669   0.1624
  -2.500   0.0310   0.03982   0.02989  -0.0960   0.8572   0.1661
  -2.250   0.0557   0.03932   0.02927  -0.0958   0.8464   0.1696
  -2.000   0.1073   0.03835   0.02800  -0.0989   0.8380   0.1795
  -1.750   0.1224   0.03818   0.02799  -0.0973   0.8261   0.1888
  -1.500   0.1560   0.03773   0.02753  -0.0980   0.8166   0.2055
  -1.250   0.1911   0.03708   0.02705  -0.0991   0.8066   0.2417
  -1.000   0.2064   0.03555   0.02772  -0.0959   0.7976   0.6134
  -0.750   0.2069   0.03558   0.02812  -0.0874   0.7891   0.7901
  -0.500   0.2353   0.03559   0.02834  -0.0860   0.7781   1.0000
  -0.250   0.2917   0.03577   0.02799  -0.0909   0.7695   1.0000
   0.000   0.3001   0.03710   0.02908  -0.0902   0.7572   1.0000
   0.250   0.3328   0.03792   0.02957  -0.0920   0.7477   1.0000
   0.500   0.3607   0.03883   0.03022  -0.0931   0.7377   1.0000
   0.750   0.3757   0.04024   0.03142  -0.0928   0.7278   1.0000
   1.000   0.4124   0.04092   0.03187  -0.0944   0.7192   1.0000
   1.250   0.4166   0.04278   0.03358  -0.0930   0.7091   1.0000
   1.500   0.4543   0.04347   0.03407  -0.0946   0.7014   1.0000
   1.750   0.4519   0.04574   0.03623  -0.0928   0.6925   1.0000
   2.000   0.4811   0.04679   0.03713  -0.0936   0.6848   1.0000
   2.250   0.4864   0.04888   0.03912  -0.0925   0.6771   1.0000
   2.500   0.4969   0.05079   0.04094  -0.0920   0.6700   1.0000
   2.750   0.5373   0.05164   0.04165  -0.0935   0.6640   1.0000
   3.000   0.5172   0.05487   0.04485  -0.0911   0.6579   1.0000
   3.250   0.5306   0.05680   0.04670  -0.0910   0.6521   1.0000
   3.500   0.5657   0.05807   0.04788  -0.0920   0.6462   1.0000
   3.750   0.5533   0.06124   0.05103  -0.0907   0.6436   1.0000
   4.000   0.5510   0.06398   0.05374  -0.0900   0.6408   1.0000
   4.250   0.5536   0.06673   0.05646  -0.0898   0.6403   1.0000
   4.500   0.5575   0.06957   0.05929  -0.0899   0.6415   1.0000
   4.750   0.5644   0.07243   0.06213  -0.0902   0.6434   1.0000
   5.000   0.5785   0.07538   0.06507  -0.0911   0.6458   1.0000
   5.750   0.6344   0.08089   0.07051  -0.0905   0.6111   1.0000
   6.000   0.6327   0.08403   0.07368  -0.0904   0.6105   1.0000
   6.250   0.6424   0.08735   0.07702  -0.0911   0.6113   1.0000
   6.500   0.6717   0.08677   0.07639  -0.0889   0.5748   1.0000
   6.750   0.6718   0.09032   0.07997  -0.0892   0.5747   1.0000
   7.000   0.6868   0.09410   0.08380  -0.0905   0.5765   1.0000
   7.250   0.7006   0.09574   0.08545  -0.0896   0.5588   1.0000
   7.500   0.7156   0.09739   0.08711  -0.0888   0.5415   1.0000
   7.750   0.7407   0.09899   0.08873  -0.0884   0.5259   1.0000
   8.000   0.6794   0.11041   0.10031  -0.0938   0.5945   1.0000
   8.250   0.6614   0.11199   0.10191  -0.0924   0.5851   1.0000
   8.500   0.7015   0.11649   0.10644  -0.0943   0.5769   1.0000
   8.750   0.6821   0.11773   0.10770  -0.0930   0.5670   1.0000
   9.000   0.7175   0.12205   0.11207  -0.0945   0.5600   1.0000
<< Back to GOE 533 AIRFOIL (goe533-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 533 AIRFOIL (goe533-il)