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

GOE 550 AIRFOIL (goe550-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 550 AIRFOIL (goe550-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 27.62 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe550-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe550-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 550 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750  -0.3150   0.13862   0.13065  -0.0323   1.0000   0.2146
 -11.500  -0.3189   0.13741   0.12949  -0.0329   1.0000   0.2208
 -11.250  -0.3449   0.13968   0.13189  -0.0342   1.0000   0.2229
 -11.000  -0.3055   0.13054   0.12266  -0.0328   1.0000   0.2289
 -10.750  -0.3027   0.12820   0.12036  -0.0327   1.0000   0.2348
 -10.500  -0.3227   0.12908   0.12135  -0.0335   1.0000   0.2389
 -10.250  -0.3039   0.12326   0.11553  -0.0329   1.0000   0.2425
 -10.000  -0.2935   0.12009   0.11237  -0.0322   1.0000   0.2497
  -9.750  -0.3117   0.12036   0.11277  -0.0324   1.0000   0.2554
  -9.500  -0.3011   0.11592   0.10835  -0.0318   1.0000   0.2589
  -9.250  -0.2896   0.11255   0.10499  -0.0308   1.0000   0.2647
  -9.000  -0.3021   0.11184   0.10439  -0.0302   1.0000   0.2714
  -8.750  -0.3095   0.10967   0.10233  -0.0294   1.0000   0.2748
  -8.500  -0.2921   0.10590   0.09854  -0.0279   1.0000   0.2835
  -8.250  -0.3195   0.10648   0.09931  -0.0262   1.0000   0.2892
  -8.000  -0.3071   0.10229   0.09514  -0.0249   1.0000   0.2937
  -7.750  -0.3059   0.10015   0.09305  -0.0229   1.0000   0.3005
  -7.500  -0.3397   0.10096   0.09407  -0.0196   1.0000   0.3057
  -7.250  -0.3303   0.09735   0.09049  -0.0177   1.0000   0.3110
  -7.000  -0.3394   0.09617   0.08939  -0.0147   1.0000   0.3194
  -6.750  -0.3813   0.09726   0.09068  -0.0100   1.0000   0.3226
  -6.500  -0.3608   0.09317   0.08658  -0.0085   1.0000   0.3319
  -6.250  -0.3926   0.09336   0.08691  -0.0041   1.0000   0.3379
  -6.000  -0.4406   0.09421   0.08795  -0.0018   1.0000   0.3405
  -5.750  -0.4096   0.08969   0.08338   0.0016   1.0000   0.3512
  -5.500  -0.4504   0.08967   0.08353   0.0025   1.0000   0.3580
  -5.250  -0.4317   0.08634   0.08018   0.0064   1.0000   0.3689
  -4.500  -0.4507   0.06681   0.06021  -0.0218   1.0000   0.2719
  -4.250  -0.4386   0.06283   0.05614  -0.0235   1.0000   0.2682
  -4.000  -0.4187   0.05774   0.05074  -0.0295   1.0000   0.2696
  -3.750  -0.3937   0.05268   0.04526  -0.0360   1.0000   0.2745
  -3.500  -0.3819   0.05190   0.04451  -0.0340   1.0000   0.2841
  -3.250  -0.3587   0.04880   0.04109  -0.0375   1.0000   0.2931
  -3.000  -0.3386   0.04707   0.03914  -0.0389   1.0000   0.3040
  -2.750  -0.3216   0.04578   0.03778  -0.0389   1.0000   0.3134
  -2.500  -0.2972   0.04390   0.03551  -0.0415   1.0000   0.3250
  -2.250  -0.2564   0.04301   0.03436  -0.0459   0.9922   0.3392
  -2.000  -0.2140   0.04246   0.03367  -0.0500   0.9818   0.3530
  -1.750  -0.1748   0.04176   0.03277  -0.0537   0.9716   0.3661
  -1.500  -0.1378   0.04122   0.03203  -0.0570   0.9609   0.3803
  -1.250  -0.0994   0.04079   0.03132  -0.0605   0.9504   0.3941
  -1.000  -0.0596   0.04075   0.03111  -0.0638   0.9397   0.4104
  -0.750  -0.0245   0.04067   0.03093  -0.0661   0.9284   0.4248
  -0.500   0.0056   0.04066   0.03088  -0.0675   0.9167   0.4387
  -0.250   0.0401   0.04076   0.03089  -0.0696   0.9053   0.4541
   0.000   0.0823   0.04094   0.03098  -0.0727   0.8938   0.4717
   0.250   0.1104   0.04102   0.03101  -0.0736   0.8811   0.4860
   0.500   0.1398   0.04121   0.03115  -0.0747   0.8684   0.5007
   0.750   0.1760   0.04148   0.03133  -0.0768   0.8562   0.5166
   1.000   0.2228   0.04169   0.03148  -0.0803   0.8445   0.5364
   1.250   0.2495   0.04200   0.03179  -0.0809   0.8313   0.5521
   1.500   0.2776   0.04238   0.03221  -0.0817   0.8182   0.5714
   1.750   0.3119   0.04271   0.03263  -0.0832   0.8060   0.5977
   2.000   0.3588   0.04265   0.03283  -0.0860   0.7950   0.6382
   2.250   0.3765   0.04296   0.03349  -0.0851   0.7815   0.6909
   2.500   0.4114   0.04281   0.03385  -0.0872   0.7678   1.0000
   2.750   0.4469   0.04375   0.03439  -0.0893   0.7549   1.0000
   3.000   0.4938   0.04424   0.03462  -0.0919   0.7444   1.0000
   3.250   0.5063   0.04554   0.03582  -0.0907   0.7303   1.0000
   3.500   0.5222   0.04687   0.03705  -0.0899   0.7174   1.0000
   3.750   0.5498   0.04787   0.03797  -0.0902   0.7061   1.0000
   4.000   0.5824   0.04862   0.03865  -0.0908   0.6953   1.0000
   4.250   0.5864   0.05055   0.04056  -0.0892   0.6827   1.0000
   4.500   0.6074   0.05191   0.04189  -0.0889   0.6726   1.0000
   4.750   0.6339   0.05298   0.04294  -0.0891   0.6625   1.0000
   5.000   0.6333   0.05539   0.04533  -0.0874   0.6515   1.0000
   5.250   0.6750   0.05589   0.04586  -0.0886   0.6443   1.0000
   5.500   0.6583   0.05927   0.04923  -0.0863   0.6339   1.0000
   5.750   0.6965   0.05998   0.04995  -0.0870   0.6265   1.0000
   6.000   0.6766   0.06376   0.05373  -0.0851   0.6183   1.0000
   6.250   0.7134   0.06467   0.05471  -0.0858   0.6115   1.0000
   6.500   0.6943   0.06856   0.05860  -0.0842   0.6050   1.0000
   6.750   0.7023   0.07110   0.06117  -0.0839   0.5990   1.0000
   7.000   0.7267   0.07294   0.06307  -0.0842   0.5929   1.0000
   7.250   0.7116   0.07682   0.06697  -0.0833   0.5893   1.0000
   7.500   0.7095   0.08014   0.07034  -0.0830   0.5865   1.0000
   7.750   0.7137   0.08320   0.07346  -0.0830   0.5836   1.0000
   8.000   0.7346   0.08535   0.07569  -0.0831   0.5753   1.0000
   8.250   0.7285   0.08898   0.07937  -0.0830   0.5736   1.0000
   8.500   0.7475   0.09036   0.08082  -0.0822   0.5562   1.0000
   8.750   0.8107   0.08836   0.07896  -0.0808   0.5277   1.0000
   9.000   0.8300   0.08935   0.08005  -0.0796   0.5109   1.0000
   9.250   0.8224   0.09265   0.08341  -0.0789   0.4988   1.0000
   9.500   0.8278   0.09518   0.08603  -0.0782   0.4852   1.0000
   9.750   0.8420   0.09701   0.08798  -0.0773   0.4698   1.0000
  10.000   0.8559   0.09889   0.08997  -0.0765   0.4541   1.0000
  10.250   0.8713   0.10052   0.09172  -0.0754   0.4370   1.0000
  10.500   0.8880   0.10198   0.09330  -0.0743   0.4193   1.0000
  10.750   0.9010   0.10394   0.09539  -0.0733   0.4025   1.0000
  11.000   0.9213   0.10490   0.09648  -0.0718   0.3848   1.0000
  11.250   0.9801   0.10036   0.09218  -0.0676   0.3650   1.0000
  11.500   1.3547   0.04905   0.04104  -0.0517   0.2806   1.0000
  11.750   1.3586   0.04961   0.04139  -0.0482   0.2554   1.0000
  12.000   1.3514   0.05142   0.04311  -0.0448   0.2362   1.0000
  12.250   1.3431   0.05371   0.04539  -0.0418   0.2193   1.0000
  12.500   1.3380   0.05603   0.04765  -0.0394   0.2031   1.0000
  12.750   1.3372   0.05848   0.05003  -0.0374   0.1879   1.0000
  13.000   1.3390   0.06105   0.05252  -0.0358   0.1742   1.0000
  13.250   1.3467   0.06366   0.05505  -0.0344   0.1617   1.0000
  13.500   1.3606   0.06622   0.05749  -0.0333   0.1496   1.0000
  13.750   1.3428   0.07080   0.06241  -0.0322   0.1458   1.0000
  14.000   0.9836   0.13924   0.13179  -0.0679   0.2116   1.0000
  14.250   0.9721   0.14633   0.13886  -0.0707   0.2054   1.0000
<< Back to GOE 550 AIRFOIL (goe550-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 550 AIRFOIL (goe550-il)