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

GOE 620 AIRFOIL (goe620-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 620 AIRFOIL (goe620-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 42.35 at α=8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe620-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe620-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 620 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.1010   0.11473   0.10975  -0.0786   0.9370   0.1595
  -9.000  -0.1451   0.11513   0.11023  -0.0796   0.9263   0.1650
  -8.750  -0.1286   0.11042   0.10551  -0.0821   0.9227   0.1668
  -8.500  -0.0855   0.10642   0.10147  -0.0837   0.9208   0.1701
  -8.250  -0.0848   0.10514   0.10021  -0.0818   0.9132   0.1740
  -8.000  -0.1353   0.10470   0.09984  -0.0862   0.9041   0.1812
  -7.750  -0.0874   0.09915   0.09424  -0.0879   0.9029   0.1840
  -7.500  -0.0891   0.09821   0.09334  -0.0836   0.8941   0.1859
  -7.250  -0.0744   0.09572   0.09084  -0.0845   0.8891   0.1899
  -7.000  -0.1047   0.09465   0.08982  -0.0851   0.8811   0.1968
  -6.750  -0.2372   0.07588   0.07091  -0.0956   0.8669   0.1354
  -6.500  -0.3534   0.05515   0.04881  -0.0972   0.8543   0.1106
  -6.250  -0.3321   0.05108   0.04430  -0.0989   0.8502   0.1103
  -6.000  -0.3237   0.04859   0.04133  -0.0977   0.8439   0.1108
  -5.750  -0.3136   0.04688   0.03949  -0.0961   0.8367   0.1121
  -5.500  -0.2804   0.04549   0.03807  -0.0975   0.8323   0.1145
  -5.250  -0.2412   0.04340   0.03564  -0.0999   0.8294   0.1166
  -5.000  -0.2501   0.04314   0.03522  -0.0948   0.8187   0.1173
  -4.750  -0.2176   0.04160   0.03328  -0.0957   0.8141   0.1203
  -4.500  -0.1758   0.04004   0.03137  -0.0979   0.8112   0.1245
  -4.250  -0.1814   0.04025   0.03159  -0.0932   0.8002   0.1261
  -4.000  -0.1465   0.03942   0.03066  -0.0942   0.7957   0.1308
  -3.750  -0.1030   0.03827   0.02924  -0.0963   0.7928   0.1372
  -3.500  -0.1081   0.03869   0.02975  -0.0917   0.7813   0.1400
  -3.250  -0.0726   0.03810   0.02905  -0.0926   0.7769   0.1488
  -3.000  -0.0291   0.03723   0.02825  -0.0946   0.7743   0.1608
  -2.750  -0.0354   0.03787   0.02883  -0.0899   0.7621   0.1669
  -2.500   0.0004   0.03730   0.02841  -0.0908   0.7580   0.1874
  -2.250   0.0428   0.03664   0.02788  -0.0925   0.7555   0.2239
  -2.000   0.0324   0.03769   0.02892  -0.0874   0.7428   0.2370
  -1.750   0.0700   0.03738   0.02864  -0.0883   0.7389   0.2721
  -1.500   0.1133   0.03692   0.02831  -0.0900   0.7366   0.3025
  -1.250   0.0994   0.03834   0.02966  -0.0848   0.7232   0.3120
  -1.000   0.1377   0.03799   0.02943  -0.0858   0.7199   0.3383
  -0.750   0.1394   0.03903   0.03045  -0.0825   0.7095   0.3541
  -0.500   0.1653   0.03911   0.03063  -0.0820   0.7038   0.3788
  -0.250   0.2045   0.03870   0.03027  -0.0829   0.7009   0.4083
   0.000   0.2422   0.03830   0.02989  -0.0838   0.6978   0.4357
   0.250   0.2310   0.03980   0.03147  -0.0792   0.6846   0.4457
   0.500   0.2725   0.03919   0.03090  -0.0805   0.6821   0.4766
   0.750   0.3122   0.03862   0.03045  -0.0814   0.6795   0.5102
   1.000   0.2973   0.04046   0.03238  -0.0767   0.6658   0.5241
   1.250   0.3398   0.03965   0.03170  -0.0778   0.6634   0.5706
   1.500   0.3915   0.03851   0.03078  -0.0803   0.6620   0.6369
   1.750   0.5042   0.03626   0.02940  -0.0940   0.6618   1.0000
   2.000   0.4819   0.03901   0.03205  -0.0890   0.6461   1.0000
   2.250   0.5156   0.03893   0.03176  -0.0896   0.6417   1.0000
   2.500   0.5838   0.03669   0.02927  -0.0933   0.6434   1.0000
   2.750   0.5635   0.03937   0.03191  -0.0883   0.6278   1.0000
   3.000   0.6022   0.03862   0.03103  -0.0889   0.6239   1.0000
   3.250   0.6696   0.03595   0.02818  -0.0921   0.6252   1.0000
   3.500   0.6524   0.03853   0.03074  -0.0874   0.6102   1.0000
   3.750   0.7058   0.03665   0.02874  -0.0891   0.6094   1.0000
   4.000   0.7618   0.03483   0.02681  -0.0915   0.6086   1.0000
   4.250   0.6960   0.04086   0.03290  -0.0828   0.5855   1.0000
   4.500   0.7605   0.03799   0.02992  -0.0851   0.5875   1.0000
   4.750   0.8286   0.03529   0.02712  -0.0885   0.5887   1.0000
   5.000   0.9150   0.03217   0.02387  -0.0948   0.5903   1.0000
   5.250   0.8341   0.03801   0.02980  -0.0828   0.5688   1.0000
   5.500   0.9082   0.03496   0.02666  -0.0868   0.5702   1.0000
   5.750   1.0149   0.03116   0.02273  -0.0960   0.5724   1.0000
   6.000   0.9033   0.03836   0.03007  -0.0802   0.5491   1.0000
   6.250   0.9936   0.03436   0.02597  -0.0858   0.5512   1.0000
   6.500   1.0041   0.03503   0.02663  -0.0835   0.5420   1.0000
   6.750   1.0949   0.03164   0.02311  -0.0903   0.5397   1.0000
   7.000   1.0730   0.03377   0.02530  -0.0840   0.5281   1.0000
   7.250   1.1477   0.03137   0.02277  -0.0891   0.5229   1.0000
   7.500   1.1762   0.03132   0.02268  -0.0890   0.5150   1.0000
   7.750   1.1910   0.03176   0.02311  -0.0870   0.5061   1.0000
   8.000   1.2556   0.03065   0.02188  -0.0919   0.4998   1.0000
   8.250   1.2291   0.03253   0.02387  -0.0845   0.4895   1.0000
   8.500   1.3096   0.03092   0.02207  -0.0914   0.4829   1.0000
   8.750   1.2657   0.03339   0.02472  -0.0818   0.4728   1.0000
   9.000   1.3385   0.03195   0.02309  -0.0875   0.4660   1.0000
   9.250   1.2998   0.03442   0.02574  -0.0790   0.4566   1.0000
   9.500   1.3528   0.03355   0.02475  -0.0819   0.4494   1.0000
   9.750   1.3355   0.03543   0.02674  -0.0764   0.4409   1.0000
  10.000   1.3620   0.03551   0.02679  -0.0762   0.4334   1.0000
  10.250   1.3809   0.03608   0.02735  -0.0751   0.4263   1.0000
  10.500   1.3696   0.03783   0.02920  -0.0708   0.4183   1.0000
  10.750   1.4422   0.03618   0.02735  -0.0758   0.4120   1.0000
  11.000   1.3879   0.03990   0.03135  -0.0670   0.4045   1.0000
  11.250   1.4184   0.03978   0.03119  -0.0672   0.3980   1.0000
  11.500   1.4343   0.04049   0.03192  -0.0660   0.3914   1.0000
  11.750   1.4081   0.04341   0.03500  -0.0612   0.3843   1.0000
  12.000   1.4708   0.04158   0.03302  -0.0641   0.3784   1.0000
  12.250   1.4339   0.04529   0.03695  -0.0586   0.3721   1.0000
  12.500   1.4252   0.04754   0.03930  -0.0558   0.3655   1.0000
  12.750   1.5067   0.04436   0.03591  -0.0598   0.3595   1.0000
  13.000   1.4223   0.05153   0.04345  -0.0519   0.3531   1.0000
  13.250   1.4486   0.05135   0.04327  -0.0515   0.3467   1.0000
  13.500   1.4787   0.05104   0.04293  -0.0514   0.3401   1.0000
  13.750   1.4033   0.05900   0.05118  -0.0463   0.3327   1.0000
  14.000   1.5233   0.05129   0.04314  -0.0502   0.3252   1.0000
  14.250   1.3988   0.06357   0.05588  -0.0435   0.3180   1.0000
  14.500   1.5221   0.05469   0.04666  -0.0465   0.3098   1.0000
  14.750   1.4266   0.06494   0.05729  -0.0417   0.3023   1.0000
  15.000   1.5233   0.05823   0.05029  -0.0433   0.2933   1.0000
  15.250   1.4337   0.06853   0.06096  -0.0396   0.2854   1.0000
  15.500   1.5475   0.06031   0.05232  -0.0414   0.2757   1.0000
  15.750   1.4300   0.07363   0.06615  -0.0377   0.2687   1.0000
  16.000   1.5315   0.06589   0.05804  -0.0384   0.2603   1.0000
  16.250   1.4256   0.07926   0.07185  -0.0364   0.2541   1.0000
  16.500   1.4095   0.08382   0.07650  -0.0361   0.2474   1.0000
  16.750   1.5058   0.07578   0.06819  -0.0355   0.2420   1.0000
  17.500   1.4924   0.08523   0.07786  -0.0341   0.2272   1.0000
  17.750   0.9450   0.19209   0.18523  -0.0753   0.2282   1.0000
  18.000   0.9608   0.19559   0.18878  -0.0757   0.2273   1.0000
<< Back to GOE 620 AIRFOIL (goe620-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 620 AIRFOIL (goe620-il)