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

GOE 553 AIRFOIL (goe553-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 553 AIRFOIL (goe553-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 11.19 at α=1°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe553-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe553-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 553 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.2739   0.11633   0.10967  -0.0311   1.0000   0.2427
  -9.000  -0.2341   0.10919   0.10250  -0.0292   1.0000   0.2513
  -8.750  -0.2597   0.11018   0.10369  -0.0291   1.0000   0.2597
  -8.500  -0.2315   0.10484   0.09837  -0.0274   1.0000   0.2699
  -8.250  -0.2655   0.10647   0.10026  -0.0262   1.0000   0.2775
  -8.000  -0.2359   0.10136   0.09515  -0.0243   1.0000   0.2900
  -7.750  -0.2806   0.10379   0.09789  -0.0210   1.0000   0.2951
  -7.500  -0.2531   0.09909   0.09322  -0.0187   1.0000   0.3072
  -7.250  -0.2951   0.10125   0.09564  -0.0131   1.0000   0.3112
  -7.000  -0.3406   0.10363   0.09825  -0.0075   1.0000   0.3123
  -6.750  -0.3204   0.09995   0.09459  -0.0051   1.0000   0.3227
  -6.500  -0.3602   0.10163   0.09643  -0.0008   1.0000   0.3286
  -6.250  -0.3571   0.09933   0.09420   0.0016   1.0000   0.3369
  -6.000  -0.3936   0.10061   0.09561   0.0045   0.9977   0.3468
  -5.750  -0.3585   0.09617   0.09115   0.0007   0.9888   0.3678
  -5.500  -0.3176   0.09221   0.08714  -0.0029   0.9802   0.3926
  -5.250  -0.3275   0.09189   0.08688  -0.0050   0.9672   0.4170
  -5.000  -0.2721   0.08677   0.08169  -0.0070   0.9595   0.4470
  -4.500  -0.2464   0.08305   0.07799  -0.0088   0.9381   0.5049
  -4.250  -0.2358   0.05960   0.05349  -0.0675   0.9238   0.2216
  -4.000  -0.1912   0.05067   0.04322  -0.0800   0.9145   0.1747
  -3.750  -0.1458   0.04737   0.03953  -0.0847   0.9060   0.1672
  -3.500  -0.1142   0.04488   0.03650  -0.0871   0.8955   0.1625
  -3.250  -0.0753   0.04301   0.03418  -0.0900   0.8859   0.1629
  -3.000  -0.0359   0.04144   0.03221  -0.0925   0.8757   0.1643
  -2.750  -0.0057   0.04042   0.03085  -0.0933   0.8652   0.1651
  -2.500   0.0431   0.03910   0.02917  -0.0964   0.8561   0.1686
  -2.250   0.0651   0.03880   0.02860  -0.0958   0.8444   0.1738
  -2.000   0.1038   0.03795   0.02781  -0.0974   0.8348   0.1845
  -1.750   0.1346   0.03743   0.02725  -0.0976   0.8240   0.1950
  -1.500   0.1611   0.03720   0.02705  -0.0975   0.8135   0.2129
  -1.250   0.2091   0.03575   0.02611  -0.1003   0.8047   0.2854
  -1.000   0.2048   0.03520   0.02749  -0.0930   0.7943   0.6709
  -0.750   0.2149   0.03489   0.02746  -0.0856   0.7868   0.8123
  -0.500   0.2479   0.03509   0.02780  -0.0857   0.7745   1.0000
  -0.250   0.2850   0.03568   0.02798  -0.0885   0.7643   1.0000
   0.000   0.3206   0.03630   0.02825  -0.0909   0.7538   1.0000
   0.250   0.3367   0.03755   0.02926  -0.0909   0.7425   1.0000
   0.500   0.3898   0.03770   0.02907  -0.0946   0.7345   1.0000
   0.750   0.3883   0.03961   0.03083  -0.0926   0.7226   1.0000
   1.000   0.4436   0.03966   0.03059  -0.0960   0.7156   1.0000
   1.250   0.4343   0.04195   0.03278  -0.0933   0.7037   1.0000
   1.500   0.4637   0.04297   0.03361  -0.0941   0.6958   1.0000
   1.750   0.4670   0.04501   0.03554  -0.0928   0.6865   1.0000
   2.000   0.5037   0.04579   0.03615  -0.0941   0.6793   1.0000
   2.250   0.4940   0.04845   0.03874  -0.0919   0.6702   1.0000
   2.500   0.5405   0.04887   0.03901  -0.0937   0.6638   1.0000
   2.750   0.5178   0.05234   0.04243  -0.0911   0.6569   1.0000
   3.000   0.5324   0.05417   0.04418  -0.0910   0.6503   1.0000
   3.250   0.5603   0.05556   0.04547  -0.0915   0.6438   1.0000
   3.500   0.5480   0.05875   0.04863  -0.0901   0.6402   1.0000
   3.750   0.5496   0.06134   0.05119  -0.0895   0.6365   1.0000
   4.000   0.5722   0.06309   0.05288  -0.0899   0.6308   1.0000
   4.250   0.5888   0.06529   0.05502  -0.0901   0.6261   1.0000
   4.500   0.5867   0.06833   0.05805  -0.0897   0.6255   1.0000
   4.750   0.5872   0.07129   0.06100  -0.0895   0.6250   1.0000
   5.000   0.5920   0.07425   0.06395  -0.0897   0.6255   1.0000
   5.250   0.5976   0.07723   0.06693  -0.0900   0.6260   1.0000
   5.500   0.6011   0.08019   0.06989  -0.0901   0.6260   1.0000
   5.750   0.6097   0.08330   0.07301  -0.0906   0.6268   1.0000
   6.000   0.6375   0.08274   0.07240  -0.0883   0.5878   1.0000
   6.250   0.6372   0.08581   0.07549  -0.0882   0.5852   1.0000
   6.500   0.6436   0.08948   0.07919  -0.0891   0.5890   1.0000
   6.750   0.6636   0.09158   0.08130  -0.0891   0.5768   1.0000
   7.000   0.6769   0.09504   0.08478  -0.0898   0.5739   1.0000
   7.250   0.7393   0.09157   0.08124  -0.0865   0.5229   1.0000
   7.500   0.7165   0.09671   0.08645  -0.0872   0.5257   1.0000
   7.750   0.7227   0.10030   0.09007  -0.0877   0.5216   1.0000
   8.000   0.6535   0.10994   0.09987  -0.0918   0.5868   1.0000
   8.250   0.6797   0.11327   0.10322  -0.0928   0.5763   1.0000
<< Back to GOE 553 AIRFOIL (goe553-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 553 AIRFOIL (goe553-il)