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

GOE 604 AIRFOIL (goe604-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 604 AIRFOIL (goe604-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.71 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe604-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe604-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 604 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.1812   0.12601   0.11981  -0.0329   1.0000   0.2471
 -10.500  -0.2118   0.12751   0.12153  -0.0314   1.0000   0.2522
 -10.250  -0.2385   0.12794   0.12220  -0.0285   1.0000   0.2537
 -10.000  -0.2357   0.12573   0.12014  -0.0239   1.0000   0.2564
  -9.750  -0.2638   0.12769   0.12231  -0.0184   1.0000   0.2576
  -9.500  -0.2692   0.12726   0.12198  -0.0170   0.9978   0.2626
  -9.250  -0.2726   0.12512   0.11988  -0.0247   0.9863   0.2726
  -9.000  -0.2201   0.11886   0.11352  -0.0300   0.9766   0.2865
  -8.750  -0.1930   0.11395   0.10857  -0.0363   0.9673   0.2954
  -8.500  -0.1957   0.11259   0.10722  -0.0416   0.9541   0.3088
  -8.250  -0.1418   0.10612   0.10067  -0.0455   0.9435   0.3218
  -8.000  -0.1216   0.10216   0.09668  -0.0505   0.9339   0.3338
  -7.750  -0.1374   0.10171   0.09627  -0.0539   0.9207   0.3479
  -7.500  -0.0769   0.09510   0.08956  -0.0574   0.9107   0.3598
  -7.250  -0.0465   0.09076   0.08516  -0.0625   0.9030   0.3763
  -7.000  -0.0702   0.09037   0.08484  -0.0621   0.8882   0.3882
  -6.750  -0.0119   0.08419   0.07852  -0.0683   0.8821   0.3985
  -6.500  -0.3148   0.06891   0.06278  -0.0731   0.8586   0.1832
  -6.250  -0.3076   0.06459   0.05814  -0.0742   0.8499   0.1813
  -6.000  -0.3134   0.06175   0.05501  -0.0725   0.8398   0.1814
  -5.750  -0.3039   0.05794   0.05072  -0.0728   0.8316   0.1830
  -5.500  -0.2905   0.05717   0.05007  -0.0712   0.8216   0.1870
  -5.250  -0.2690   0.05457   0.04714  -0.0717   0.8132   0.1913
  -5.000  -0.2657   0.05294   0.04512  -0.0696   0.8040   0.1957
  -4.750  -0.2451   0.05100   0.04285  -0.0694   0.7956   0.2031
  -4.500  -0.2306   0.05024   0.04195  -0.0680   0.7866   0.2109
  -4.250  -0.2097   0.04895   0.04039  -0.0674   0.7777   0.2220
  -4.000  -0.1926   0.04813   0.03924  -0.0663   0.7693   0.2359
  -3.750  -0.1757   0.04774   0.03876  -0.0649   0.7601   0.2520
  -3.500  -0.1514   0.04719   0.03821  -0.0643   0.7518   0.2746
  -3.250  -0.1426   0.04728   0.03829  -0.0620   0.7427   0.2942
  -3.000  -0.1062   0.04658   0.03754  -0.0625   0.7354   0.3311
  -2.750  -0.1116   0.04747   0.03842  -0.0588   0.7257   0.3457
  -2.500  -0.0671   0.04673   0.03766  -0.0601   0.7187   0.3855
  -2.250  -0.0812   0.04813   0.03913  -0.0558   0.7097   0.3938
  -2.000  -0.0491   0.04796   0.03892  -0.0559   0.7020   0.4281
  -1.750  -0.0459   0.04895   0.03991  -0.0536   0.6943   0.4469
  -1.500  -0.0348   0.04962   0.04064  -0.0520   0.6871   0.4688
  -1.250   0.0144   0.04909   0.04012  -0.0538   0.6806   0.5094
  -1.000  -0.0047   0.05107   0.04212  -0.0501   0.6735   0.5196
  -0.750   0.0178   0.05153   0.04270  -0.0499   0.6670   0.5578
  -0.500   0.0526   0.05144   0.04298  -0.0501   0.6611   0.6285
  -0.250   0.1522   0.05294   0.04558  -0.0655   0.6509   1.0000
   0.000   0.1883   0.05363   0.04565  -0.0672   0.6450   1.0000
   0.250   0.1804   0.05574   0.04754  -0.0646   0.6414   1.0000
   0.500   0.1698   0.05803   0.04967  -0.0622   0.6402   1.0000
   0.750   0.1721   0.06023   0.05167  -0.0611   0.6412   1.0000
   1.000   0.1818   0.06241   0.05365  -0.0607   0.6427   1.0000
   1.250   0.0369   0.07018   0.06207  -0.0550   0.7922   1.0000
   1.500   0.0325   0.06998   0.06170  -0.0520   0.7818   1.0000
   1.750   0.0628   0.07257   0.06400  -0.0537   0.7753   1.0000
   2.000   0.0661   0.07333   0.06459  -0.0519   0.7667   1.0000
   2.250   0.0929   0.07552   0.06655  -0.0529   0.7579   1.0000
   2.500   0.1009   0.07673   0.06760  -0.0517   0.7491   1.0000
   2.750   0.1264   0.07884   0.06952  -0.0526   0.7396   1.0000
   3.000   0.1381   0.08056   0.07109  -0.0520   0.7333   1.0000
   3.250   0.1532   0.08192   0.07231  -0.0516   0.7230   1.0000
   3.500   0.1885   0.08563   0.07583  -0.0538   0.7185   1.0000
   3.750   0.1806   0.08525   0.07538  -0.0508   0.7070   1.0000
   4.000   0.2143   0.08857   0.07854  -0.0526   0.7007   1.0000
   4.250   0.2104   0.08884   0.07874  -0.0503   0.6904   1.0000
   4.500   0.2376   0.09152   0.08130  -0.0513   0.6835   1.0000
   4.750   0.2460   0.09332   0.08301  -0.0507   0.6778   1.0000
   5.000   0.2587   0.09468   0.08429  -0.0501   0.6673   1.0000
   5.250   0.2961   0.09896   0.08845  -0.0524   0.6626   1.0000
   5.500   0.2841   0.09836   0.08782  -0.0495   0.6508   1.0000
   5.750   0.3156   0.10185   0.09122  -0.0510   0.6450   1.0000
   6.000   0.3101   0.10238   0.09172  -0.0491   0.6357   1.0000
   6.250   0.3372   0.10528   0.09455  -0.0500   0.6274   1.0000
   6.500   0.3386   0.10664   0.09588  -0.0489   0.6188   1.0000
   6.750   0.3625   0.10926   0.09844  -0.0495   0.6091   1.0000
   7.000   0.3654   0.11085   0.10001  -0.0487   0.6001   1.0000
   7.250   0.3914   0.11373   0.10284  -0.0494   0.5899   1.0000
   7.500   0.3903   0.11507   0.10417  -0.0484   0.5799   1.0000
   7.750   0.4204   0.11855   0.10761  -0.0494   0.5707   1.0000
   8.000   0.4147   0.11956   0.10862  -0.0483   0.5599   1.0000
   8.250   0.4488   0.12372   0.11276  -0.0496   0.5516   1.0000
   8.500   0.4378   0.12433   0.11337  -0.0483   0.5404   1.0000
   8.750   0.4758   0.12916   0.11818  -0.0498   0.5328   1.0000
   9.000   0.4610   0.12926   0.11828  -0.0485   0.5207   1.0000
   9.250   0.4997   0.13458   0.12359  -0.0500   0.5144   1.0000
   9.500   0.4803   0.13434   0.12336  -0.0488   0.5034   1.0000
   9.750   0.5130   0.13893   0.12794  -0.0499   0.4970   1.0000
<< Back to GOE 604 AIRFOIL (goe604-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 604 AIRFOIL (goe604-il)