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

GOE 264 AIRFOIL (goe264-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 264 AIRFOIL (goe264-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 32.15 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe264-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe264-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 264 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.3389   0.12114   0.11421  -0.0189   1.0000   0.0998
  -8.750  -0.3430   0.12140   0.11458  -0.0214   1.0000   0.1008
  -8.500  -0.3497   0.12208   0.11540  -0.0241   1.0000   0.1012
  -8.250  -0.3191   0.11067   0.10390  -0.0204   1.0000   0.1068
  -8.000  -0.3152   0.10823   0.10152  -0.0210   1.0000   0.1109
  -7.750  -0.3179   0.10731   0.10072  -0.0221   1.0000   0.1139
  -7.500  -0.3215   0.10790   0.10143  -0.0264   1.0000   0.1153
  -7.250  -0.3126   0.10221   0.09580  -0.0244   1.0000   0.1174
  -7.000  -0.3045   0.09817   0.09180  -0.0228   1.0000   0.1213
  -6.750  -0.3012   0.09586   0.08957  -0.0234   1.0000   0.1253
  -6.500  -0.2995   0.09518   0.08897  -0.0271   1.0000   0.1290
  -6.250  -0.2948   0.09317   0.08704  -0.0299   1.0000   0.1307
  -6.000  -0.2903   0.08838   0.08229  -0.0254   1.0000   0.1347
  -5.750  -0.2848   0.08627   0.08022  -0.0265   1.0000   0.1412
  -5.500  -0.2762   0.08441   0.07841  -0.0305   1.0000   0.1454
  -5.250  -0.2731   0.08077   0.07484  -0.0272   1.0000   0.1510
  -4.750  -0.2542   0.07556   0.06968  -0.0302   1.0000   0.1626
  -4.500  -0.2311   0.07420   0.06820  -0.0370   1.0000   0.1728
  -4.250  -0.2302   0.07019   0.06431  -0.0330   1.0000   0.1772
  -4.000  -0.2121   0.06777   0.06185  -0.0364   1.0000   0.1888
  -3.750  -0.1955   0.06531   0.05934  -0.0386   1.0000   0.2025
  -3.500  -0.1791   0.06280   0.05680  -0.0404   1.0000   0.2166
  -3.250  -0.1625   0.06026   0.05424  -0.0419   1.0000   0.2310
  -3.000  -0.1477   0.05761   0.05160  -0.0427   1.0000   0.2463
  -2.750  -0.1257   0.05588   0.04977  -0.0457   1.0000   0.2723
  -2.500  -0.1171   0.05281   0.04681  -0.0444   1.0000   0.2925
  -2.250  -0.1023   0.05049   0.04450  -0.0450   1.0000   0.3336
  -0.250   0.3720   0.03618   0.02718  -0.1101   0.9169   0.2407
   0.000   0.4330   0.03484   0.02531  -0.1157   0.9013   0.2169
   0.250   0.4898   0.03350   0.02364  -0.1206   0.8859   0.2172
   0.500   0.5428   0.03220   0.02212  -0.1244   0.8706   0.2237
   0.750   0.5913   0.03115   0.02069  -0.1268   0.8550   0.2284
   1.000   0.6347   0.03009   0.01945  -0.1281   0.8393   0.2445
   1.250   0.6661   0.02945   0.01881  -0.1279   0.8204   0.2694
   1.500   0.6998   0.02859   0.01797  -0.1277   0.8034   0.3019
   1.750   0.7307   0.02644   0.01723  -0.1276   0.7881   0.6028
   2.000   0.7588   0.02633   0.01675  -0.1255   0.7710   1.0000
   2.250   0.7887   0.02651   0.01661  -0.1247   0.7546   1.0000
   2.500   0.8173   0.02675   0.01665  -0.1239   0.7387   1.0000
   2.750   0.8450   0.02708   0.01686  -0.1231   0.7234   1.0000
   3.000   0.8718   0.02749   0.01716  -0.1223   0.7084   1.0000
   3.250   0.8979   0.02803   0.01763  -0.1216   0.6940   1.0000
   3.500   0.9231   0.02871   0.01827  -0.1209   0.6801   1.0000
   3.750   0.9476   0.02954   0.01913  -0.1204   0.6666   1.0000
   4.000   0.9712   0.03054   0.02014  -0.1199   0.6540   1.0000
   4.250   0.9949   0.03159   0.02123  -0.1194   0.6423   1.0000
   4.500   1.0221   0.03227   0.02192  -0.1189   0.6327   1.0000
   4.750   1.0432   0.03370   0.02350  -0.1185   0.6216   1.0000
   5.000   1.0617   0.03556   0.02550  -0.1183   0.6114   1.0000
   5.250   1.0904   0.03624   0.02622  -0.1179   0.6043   1.0000
   5.500   1.1019   0.03890   0.02910  -0.1177   0.5937   1.0000
   5.750   1.1214   0.04074   0.03109  -0.1174   0.5862   1.0000
   6.000   1.1324   0.04363   0.03422  -0.1174   0.5784   1.0000
   6.250   1.1496   0.04584   0.03660  -0.1171   0.5722   1.0000
   6.500   1.1457   0.05037   0.04133  -0.1169   0.5640   1.0000
   6.750   1.1750   0.05134   0.04249  -0.1166   0.5595   1.0000
   7.000   1.1122   0.06262   0.05378  -0.1174   0.5532   1.0000
   7.250   1.0816   0.06978   0.06093  -0.1175   0.5502   1.0000
   7.500   1.0704   0.07503   0.06624  -0.1178   0.5485   1.0000
   7.750   1.0427   0.08195   0.07317  -0.1187   0.5528   1.0000
   8.000   1.0353   0.08692   0.07822  -0.1193   0.5551   1.0000
   8.250   1.0317   0.09147   0.08286  -0.1198   0.5563   1.0000
   8.500   1.0263   0.09588   0.08737  -0.1201   0.5561   1.0000
   8.750   1.0198   0.10012   0.09171  -0.1201   0.5544   1.0000
   9.000   1.0193   0.10452   0.09623  -0.1208   0.5561   1.0000
   9.250   1.0317   0.10706   0.09896  -0.1199   0.5418   1.0000
   9.500   1.0413   0.11175   0.10385  -0.1212   0.5442   1.0000
   9.750   1.0449   0.11468   0.10696  -0.1201   0.5288   1.0000
  10.000   1.0453   0.11818   0.11067  -0.1196   0.5167   1.0000
  10.250   1.0378   0.12352   0.11613  -0.1206   0.5168   1.0000
  10.500   1.0179   0.12899   0.12164  -0.1216   0.5204   1.0000
  10.750   1.4415   0.05955   0.04971  -0.0635   0.0820   1.0000
  11.000   1.4737   0.06424   0.05462  -0.0638   0.0804   1.0000
  11.250   1.4871   0.06910   0.05977  -0.0627   0.0793   1.0000
  11.500   1.4830   0.07275   0.06388  -0.0600   0.0789   1.0000
  11.750   1.4753   0.07661   0.06819  -0.0573   0.0787   1.0000
  12.000   1.4632   0.08047   0.07238  -0.0545   0.0787   1.0000
  12.250   1.4497   0.08466   0.07686  -0.0522   0.0789   1.0000
  12.500   1.4372   0.08937   0.08181  -0.0507   0.0792   1.0000
  12.750   1.4216   0.09407   0.08681  -0.0497   0.0797   1.0000
  13.000   1.3785   0.09826   0.09137  -0.0500   0.0807   1.0000
  13.250   1.3025   0.10845   0.10203  -0.0572   0.0854   1.0000
  13.500   1.2677   0.11808   0.11184  -0.0630   0.0877   1.0000
  13.750   1.2416   0.12759   0.12145  -0.0686   0.0896   1.0000
  14.000   1.2258   0.13620   0.13010  -0.0729   0.0911   1.0000
<< Back to GOE 264 AIRFOIL (goe264-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 264 AIRFOIL (goe264-il)