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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 620 AIRFOIL (goe620-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.2 at α=10°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe620-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe620-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.3614   0.13702   0.13116  -0.0075   1.0000   0.2660
  -7.500  -0.3992   0.13816   0.13241  -0.0064   1.0000   0.2717
  -7.250  -0.4049   0.13542   0.12973  -0.0053   1.0000   0.2740
  -7.000  -0.3847   0.13175   0.12606  -0.0038   1.0000   0.2785
  -6.750  -0.3877   0.13013   0.12448  -0.0022   1.0000   0.2846
  -6.500  -0.4285   0.13084   0.12530  -0.0004   1.0000   0.2910
  -6.250  -0.4281   0.12762   0.12213   0.0009   1.0000   0.2945
  -6.000  -0.4124   0.12487   0.11939   0.0024   1.0000   0.3010
  -5.750  -0.4342   0.12411   0.11870   0.0045   1.0000   0.3085
  -5.500  -0.5036   0.12545   0.12018   0.0078   1.0000   0.3117
  -5.250  -0.4521   0.11986   0.11457   0.0083   1.0000   0.3177
  -5.000  -0.4589   0.11818   0.11294   0.0104   1.0000   0.3244
  -4.750  -0.5265   0.11851   0.11338   0.0112   1.0000   0.3322
  -4.500  -0.5018   0.11449   0.10938   0.0146   1.0000   0.3357
  -4.250  -0.4973   0.11220   0.10712   0.0165   1.0000   0.3416
  -4.000  -0.5313   0.11040   0.10536   0.0150   1.0000   0.3533
  -3.750  -0.5186   0.07887   0.07268  -0.0274   1.0000   0.1979
  -3.500  -0.5074   0.07578   0.06953  -0.0278   1.0000   0.1963
  -3.250  -0.4937   0.07196   0.06554  -0.0297   1.0000   0.1940
  -3.000  -0.4764   0.06725   0.06051  -0.0328   1.0000   0.1908
  -2.750  -0.4567   0.06244   0.05518  -0.0362   1.0000   0.1886
  -2.500  -0.4389   0.05979   0.05216  -0.0375   1.0000   0.1906
  -2.250  -0.4193   0.05749   0.04939  -0.0387   0.9997   0.1942
  -2.000  -0.3865   0.05566   0.04679  -0.0419   0.9948   0.1987
  -1.750  -0.3620   0.05586   0.04709  -0.0427   0.9901   0.2045
  -1.500  -0.3308   0.05577   0.04656  -0.0448   0.9832   0.2144
  -1.250  -0.3059   0.05604   0.04679  -0.0456   0.9780   0.2233
  -1.000  -0.2763   0.05623   0.04672  -0.0471   0.9696   0.2377
  -0.750  -0.2524   0.05670   0.04705  -0.0476   0.9643   0.2551
  -0.500  -0.2257   0.05732   0.04775  -0.0485   0.9552   0.2777
  -0.250  -0.2027   0.05818   0.04864  -0.0488   0.9493   0.3064
   0.000  -0.1776   0.05900   0.04954  -0.0493   0.9393   0.3396
   0.250  -0.1565   0.06011   0.05060  -0.0492   0.9338   0.3738
   0.500  -0.1364   0.06091   0.05158  -0.0488   0.9230   0.4081
   0.750  -0.1165   0.06220   0.05299  -0.0485   0.9168   0.4422
   1.000  -0.0927   0.06305   0.05383  -0.0489   0.9055   0.4771
   1.250  -0.0693   0.06440   0.05520  -0.0494   0.8992   0.5074
   1.500  -0.0422   0.06538   0.05618  -0.0505   0.8874   0.5413
   1.750  -0.0205   0.06660   0.05741  -0.0510   0.8805   0.5766
   2.000   0.0094   0.06778   0.05874  -0.0525   0.8689   0.6214
   2.250   0.0293   0.06861   0.05978  -0.0529   0.8607   0.6717
   2.500   0.0995   0.07066   0.06279  -0.0627   0.8483   1.0000
   2.750   0.1145   0.07118   0.06289  -0.0639   0.8359   1.0000
   3.000   0.1468   0.07393   0.06522  -0.0667   0.8269   1.0000
   3.250   0.1732   0.07568   0.06669  -0.0682   0.8129   1.0000
   3.500   0.1831   0.07675   0.06760  -0.0674   0.8007   1.0000
   3.750   0.2212   0.08023   0.07081  -0.0704   0.7913   1.0000
   4.000   0.2326   0.08099   0.07146  -0.0696   0.7766   1.0000
   4.250   0.2425   0.08250   0.07286  -0.0690   0.7658   1.0000
   4.500   0.2882   0.08642   0.07656  -0.0725   0.7546   1.0000
   4.750   0.2812   0.08642   0.07654  -0.0698   0.7421   1.0000
   5.000   0.3110   0.08969   0.07967  -0.0717   0.7348   1.0000
   5.250   0.3169   0.09064   0.08056  -0.0705   0.7219   1.0000
   5.500   0.3387   0.09360   0.08343  -0.0715   0.7154   1.0000
   5.750   0.3489   0.09490   0.08467  -0.0709   0.7027   1.0000
   6.000   0.3718   0.09813   0.08782  -0.0720   0.6973   1.0000
   6.250   0.3695   0.09907   0.08873  -0.0705   0.6876   1.0000
   6.500   0.4028   0.10257   0.09215  -0.0725   0.6811   1.0000
   6.750   0.3971   0.10393   0.09349  -0.0709   0.6754   1.0000
   7.000   0.4139   0.10600   0.09552  -0.0712   0.6659   1.0000
   7.250   0.4455   0.11008   0.09952  -0.0731   0.6613   1.0000
   7.500   0.4318   0.11038   0.09983  -0.0708   0.6539   1.0000
   7.750   0.4512   0.11294   0.10235  -0.0715   0.6474   1.0000
   8.000   0.4855   0.11747   0.10684  -0.0736   0.6437   1.0000
   8.250   0.4674   0.11729   0.10667  -0.0711   0.6361   1.0000
   8.500   0.4891   0.11997   0.10932  -0.0719   0.6288   1.0000
   8.750   0.5154   0.12406   0.11339  -0.0733   0.6252   1.0000
   9.000   0.5030   0.12411   0.11345  -0.0715   0.6171   1.0000
   9.250   0.5232   0.12690   0.11624  -0.0722   0.6111   1.0000
   9.500   0.5511   0.13137   0.12068  -0.0738   0.6076   1.0000
   9.750   0.5383   0.13105   0.12039  -0.0720   0.5980   1.0000
  10.000   0.5652   0.13460   0.12395  -0.0732   0.5918   1.0000
<< Back to GOE 620 AIRFOIL (goe620-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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