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

GOE 173 (ALBATROS 6020) AIRFOIL (goe173-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 173 (ALBATROS 6020) AIRFOIL (goe173-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 33.11 at α=10.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe173-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe173-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 173 (ALBATROS 6020) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.2807   0.10554   0.09921  -0.0247   1.0000   0.1139
  -7.500  -0.2893   0.10514   0.09898  -0.0249   1.0000   0.1163
  -7.250  -0.2965   0.10551   0.09952  -0.0283   1.0000   0.1174
  -7.000  -0.2828   0.09882   0.09287  -0.0239   1.0000   0.1216
  -6.750  -0.2806   0.09641   0.09056  -0.0233   1.0000   0.1269
  -6.500  -0.2852   0.09579   0.09009  -0.0254   1.0000   0.1310
  -6.250  -0.2889   0.09519   0.08963  -0.0286   1.0000   0.1327
  -6.000  -0.2840   0.09013   0.08465  -0.0222   1.0000   0.1394
  -5.750  -0.2889   0.08924   0.08387  -0.0230   1.0000   0.1449
  -5.250  -0.2956   0.08501   0.07982  -0.0200   1.0000   0.1527
  -5.000  -0.2949   0.08425   0.07909  -0.0228   1.0000   0.1603
  -4.500  -0.2920   0.07931   0.07427  -0.0210   1.0000   0.1726
  -4.250  -0.2856   0.07683   0.07179  -0.0224   1.0000   0.1794
  -3.750  -0.2584   0.07273   0.06761  -0.0289   1.0000   0.2053
  -3.500  -0.2563   0.06949   0.06447  -0.0255   1.0000   0.2144
  -3.250  -0.2360   0.06721   0.06212  -0.0300   1.0000   0.2349
  -3.000  -0.2266   0.06432   0.05928  -0.0291   1.0000   0.2521
  -2.750  -0.2127   0.06184   0.05680  -0.0298   1.0000   0.2811
  -2.500  -0.1993   0.05958   0.05456  -0.0301   1.0000   0.3231
  -0.750   0.2751   0.03862   0.03005  -0.1004   0.9267   0.1887
  -0.500   0.3337   0.03664   0.02749  -0.1054   0.9136   0.1697
  -0.250   0.3880   0.03521   0.02549  -0.1094   0.8999   0.1635
   0.000   0.4361   0.03402   0.02404  -0.1124   0.8854   0.1689
   0.250   0.4855   0.03297   0.02256  -0.1149   0.8708   0.1711
   0.500   0.5353   0.03185   0.02122  -0.1174   0.8563   0.1792
   0.750   0.5800   0.03083   0.02017  -0.1190   0.8408   0.2022
   1.000   0.6223   0.02954   0.01926  -0.1204   0.8248   0.2728
   1.250   0.6560   0.02768   0.01826  -0.1190   0.8084   1.0000
   1.500   0.6930   0.02754   0.01774  -0.1190   0.7901   1.0000
   1.750   0.7306   0.02726   0.01720  -0.1188   0.7721   1.0000
   2.000   0.7581   0.02743   0.01719  -0.1175   0.7501   1.0000
   2.250   0.7895   0.02735   0.01693  -0.1165   0.7296   1.0000
   2.500   0.8168   0.02751   0.01694  -0.1151   0.7077   1.0000
   2.750   0.8441   0.02766   0.01697  -0.1137   0.6861   1.0000
   3.000   0.8711   0.02788   0.01705  -0.1123   0.6658   1.0000
   3.250   0.8944   0.02841   0.01749  -0.1110   0.6446   1.0000
   3.500   0.9209   0.02873   0.01770  -0.1098   0.6269   1.0000
   3.750   0.9471   0.02915   0.01805  -0.1088   0.6108   1.0000
   4.000   0.9719   0.02977   0.01861  -0.1080   0.5959   1.0000
   4.250   0.9951   0.03060   0.01943  -0.1071   0.5819   1.0000
   4.500   1.0171   0.03160   0.02044  -0.1064   0.5687   1.0000
   4.750   1.0380   0.03275   0.02164  -0.1056   0.5565   1.0000
   5.000   1.0591   0.03395   0.02295  -0.1049   0.5458   1.0000
   5.250   1.0868   0.03457   0.02355  -0.1045   0.5379   1.0000
   5.500   1.0995   0.03681   0.02599  -0.1038   0.5282   1.0000
   5.750   1.1240   0.03787   0.02710  -0.1033   0.5214   1.0000
   6.000   1.1350   0.04031   0.02979  -0.1026   0.5128   1.0000
   6.250   1.1566   0.04173   0.03131  -0.1021   0.5065   1.0000
   6.500   1.1577   0.04539   0.03522  -0.1013   0.4991   1.0000
   6.750   1.1818   0.04673   0.03666  -0.1009   0.4948   1.0000
   7.000   1.1464   0.05472   0.04489  -0.1002   0.4882   1.0000
   7.250   1.1315   0.06048   0.05077  -0.1001   0.4830   1.0000
   7.500   1.1625   0.06106   0.05148  -0.0995   0.4791   1.0000
   7.750   1.0765   0.07586   0.06619  -0.1021   0.4791   1.0000
   8.000   0.9140   0.10043   0.09055  -0.1131   0.5551   1.0000
   8.250   0.9548   0.09868   0.08888  -0.1093   0.5127   1.0000
  10.500   1.4948   0.04514   0.03765  -0.0732   0.2851   1.0000
  10.750   1.4839   0.04499   0.03771  -0.0678   0.2588   1.0000
  11.000   1.4637   0.04622   0.03911  -0.0626   0.2366   1.0000
  11.250   1.4410   0.04904   0.04217  -0.0593   0.2126   1.0000
  11.500   1.4188   0.05292   0.04615  -0.0579   0.1769   1.0000
  11.750   1.3973   0.05752   0.05035  -0.0574   0.1427   1.0000
  12.000   1.3762   0.06286   0.05536  -0.0575   0.1275   1.0000
  12.250   1.3563   0.06850   0.06083  -0.0580   0.1181   1.0000
  12.500   1.3392   0.07404   0.06629  -0.0585   0.1101   1.0000
  12.750   1.3236   0.07928   0.07133  -0.0588   0.1040   1.0000
  13.000   1.3140   0.08401   0.07616  -0.0589   0.0972   1.0000
  13.250   1.3077   0.08787   0.07982  -0.0582   0.0913   1.0000
  13.500   1.3047   0.09186   0.08402  -0.0579   0.0861   1.0000
  13.750   1.3068   0.09459   0.08662  -0.0567   0.0802   1.0000
  14.000   1.3080   0.09814   0.09038  -0.0561   0.0765   1.0000
  14.250   1.3083   0.10197   0.09442  -0.0560   0.0733   1.0000
  14.500   1.3144   0.10492   0.09752  -0.0549   0.0706   1.0000
  14.750   1.3400   0.10574   0.09835  -0.0507   0.0676   1.0000
  15.000   1.3304   0.11154   0.10444  -0.0525   0.0675   1.0000
  15.250   1.3178   0.11798   0.11114  -0.0551   0.0676   1.0000
  15.500   1.3035   0.12497   0.11836  -0.0584   0.0677   1.0000
<< Back to GOE 173 (ALBATROS 6020) AIRFOIL (goe173-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 173 (ALBATROS 6020) AIRFOIL (goe173-il)