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

GOE 803 (HACKLINGER) AIRFOIL (goe803h-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 803 (HACKLINGER) AIRFOIL (goe803h-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 40.03 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe803h-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe803h-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 803 (HACKLINGER) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.2607   0.12002   0.11297  -0.0267   1.0000   0.0848
  -8.250  -0.2658   0.12056   0.11364  -0.0271   1.0000   0.0854
  -8.000  -0.2732   0.12139   0.11464  -0.0274   1.0000   0.0857
  -7.750  -0.2581   0.11423   0.10749  -0.0261   1.0000   0.0870
  -7.500  -0.2461   0.10929   0.10258  -0.0251   1.0000   0.0894
  -7.250  -0.2439   0.10698   0.10036  -0.0240   1.0000   0.0916
  -7.000  -0.2453   0.10537   0.09887  -0.0228   1.0000   0.0938
  -6.750  -0.2478   0.10414   0.09777  -0.0219   1.0000   0.0962
  -6.500  -0.2529   0.10372   0.09748  -0.0215   1.0000   0.0982
  -6.250  -0.2597   0.10439   0.09829  -0.0223   1.0000   0.0995
  -6.000  -0.2627   0.10582   0.09982  -0.0259   1.0000   0.1002
  -5.750  -0.2643   0.10130   0.09541  -0.0218   1.0000   0.1013
  -5.500  -0.2656   0.09758   0.09176  -0.0176   1.0000   0.1034
  -5.250  -0.2666   0.09554   0.08977  -0.0160   1.0000   0.1056
  -5.000  -0.2664   0.09385   0.08816  -0.0156   1.0000   0.1082
  -4.750  -0.2632   0.09237   0.08672  -0.0166   1.0000   0.1113
  -4.500  -0.2445   0.09269   0.08703  -0.0256   1.0000   0.1150
  -4.250  -0.2378   0.08973   0.08413  -0.0264   1.0000   0.1164
  -4.000  -0.2392   0.08629   0.08076  -0.0226   1.0000   0.1185
  -3.750  -0.2324   0.08386   0.07838  -0.0224   1.0000   0.1223
  -3.500  -0.1845   0.08388   0.07825  -0.0384   1.0000   0.1308
  -3.250  -0.1897   0.07964   0.07411  -0.0331   1.0000   0.1325
  -3.000  -0.1834   0.07685   0.07137  -0.0316   1.0000   0.1368
  -2.750  -0.1453   0.07503   0.06946  -0.0414   1.0000   0.1471
  -2.500  -0.1404   0.07210   0.06660  -0.0390   1.0000   0.1528
  -2.250  -0.1090   0.06984   0.06429  -0.0455   1.0000   0.1641
  -2.000  -0.0755   0.06787   0.06224  -0.0520   1.0000   0.1778
  -1.750  -0.0454   0.06591   0.06023  -0.0571   1.0000   0.1927
  -1.500  -0.0201   0.06375   0.05806  -0.0604   1.0000   0.2084
  -1.250   0.0012   0.06148   0.05581  -0.0625   1.0000   0.2250
  -1.000   0.0427   0.05906   0.05335  -0.0685   0.9951   0.2568
   1.000   0.6112   0.04265   0.03457  -0.1505   0.8925   0.2389
   1.250   0.6759   0.04094   0.03239  -0.1562   0.8767   0.2096
   1.500   0.7326   0.03961   0.03067  -0.1602   0.8613   0.1964
   1.750   0.7854   0.03850   0.02922  -0.1634   0.8461   0.1997
   2.000   0.8371   0.03742   0.02773  -0.1658   0.8316   0.2070
   2.250   0.8851   0.03614   0.02631  -0.1673   0.8170   0.2213
   2.500   0.9270   0.03506   0.02527  -0.1679   0.8009   0.2474
   2.750   0.9661   0.03411   0.02449  -0.1680   0.7834   0.2904
   3.000   0.9997   0.03235   0.02376  -0.1668   0.7658   1.0000
   3.250   1.0348   0.03196   0.02285  -0.1654   0.7470   1.0000
   3.500   1.0699   0.03137   0.02202  -0.1640   0.7277   1.0000
   3.750   1.1016   0.03093   0.02143  -0.1623   0.7066   1.0000
   4.000   1.1278   0.03086   0.02125  -0.1602   0.6816   1.0000
   4.250   1.1609   0.03026   0.02048  -0.1585   0.6603   1.0000
   4.500   1.1828   0.03068   0.02086  -0.1564   0.6335   1.0000
   4.750   1.2131   0.03050   0.02051  -0.1549   0.6126   1.0000
   5.000   1.2342   0.03121   0.02120  -0.1532   0.5887   1.0000
   5.250   1.2603   0.03156   0.02149  -0.1518   0.5692   1.0000
   5.500   1.2859   0.03212   0.02197  -0.1506   0.5518   1.0000
   5.750   1.3102   0.03291   0.02273  -0.1495   0.5359   1.0000
   6.000   1.3332   0.03387   0.02370  -0.1485   0.5209   1.0000
   6.250   1.3551   0.03498   0.02489  -0.1474   0.5070   1.0000
   6.500   1.3771   0.03615   0.02612  -0.1464   0.4943   1.0000
   6.750   1.4012   0.03705   0.02703  -0.1454   0.4823   1.0000
   7.000   1.4270   0.03778   0.02774  -0.1444   0.4705   1.0000
   7.250   1.4431   0.03947   0.02962  -0.1431   0.4582   1.0000
   7.500   1.4610   0.04106   0.03141  -0.1418   0.4472   1.0000
   7.750   1.4868   0.04191   0.03227  -0.1409   0.4368   1.0000
   8.000   1.5021   0.04377   0.03434  -0.1395   0.4261   1.0000
   8.250   1.5146   0.04598   0.03679  -0.1379   0.4161   1.0000
   8.500   1.5437   0.04670   0.03754  -0.1372   0.4064   1.0000
   8.750   1.5466   0.04971   0.04091  -0.1350   0.3961   1.0000
   9.000   1.5576   0.05186   0.04326  -0.1330   0.3850   1.0000
   9.250   1.5794   0.05271   0.04419  -0.1315   0.3719   1.0000
   9.500   1.6000   0.05329   0.04483  -0.1296   0.3566   1.0000
   9.750   1.6172   0.05376   0.04541  -0.1274   0.3392   1.0000
  10.000   1.6362   0.05387   0.04554  -0.1252   0.3207   1.0000
  10.250   1.6550   0.05428   0.04599  -0.1231   0.3032   1.0000
  10.500   1.6656   0.05588   0.04774  -0.1207   0.2885   1.0000
  10.750   1.6753   0.05750   0.04954  -0.1182   0.2729   1.0000
  11.000   1.6940   0.05813   0.05014  -0.1160   0.2529   1.0000
  11.250   1.7031   0.05951   0.05151  -0.1131   0.2330   1.0000
  11.500   1.6994   0.06176   0.05390  -0.1093   0.2168   1.0000
  11.750   1.6984   0.06388   0.05609  -0.1059   0.2020   1.0000
  12.000   1.6698   0.06829   0.06090  -0.1011   0.1965   1.0000
  12.250   1.6695   0.07073   0.06336  -0.0982   0.1867   1.0000
  12.500   1.6316   0.07611   0.06907  -0.0943   0.1856   1.0000
  12.750   1.5882   0.08305   0.07627  -0.0925   0.1859   1.0000
  13.000   1.5386   0.09211   0.08553  -0.0933   0.1873   1.0000
  13.250   1.4857   0.10367   0.09720  -0.0968   0.1889   1.0000
  13.500   1.2666   0.16111   0.15410  -0.1335   0.2196   1.0000
  13.750   1.2392   0.17270   0.16564  -0.1407   0.2208   1.0000
  14.000   1.2344   0.18011   0.17307  -0.1440   0.2204   1.0000
  14.250   1.2376   0.18650   0.17951  -0.1459   0.2196   1.0000
<< Back to GOE 803 (HACKLINGER) AIRFOIL (goe803h-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 803 (HACKLINGER) AIRFOIL (goe803h-il)