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

GOE 621 AIRFOIL (goe621-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 621 AIRFOIL (goe621-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.32 at α=5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe621-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe621-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 621 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.2909   0.12879   0.12233  -0.0211   1.0000   0.2407
  -9.000  -0.3132   0.12931   0.12297  -0.0192   1.0000   0.2462
  -8.750  -0.3562   0.13194   0.12576  -0.0174   1.0000   0.2480
  -8.500  -0.3216   0.12533   0.11913  -0.0154   1.0000   0.2527
  -8.250  -0.3236   0.12373   0.11758  -0.0134   1.0000   0.2584
  -8.000  -0.3488   0.12419   0.11815  -0.0116   1.0000   0.2643
  -7.750  -0.3853   0.12506   0.11917  -0.0098   1.0000   0.2666
  -7.500  -0.3523   0.11955   0.11362  -0.0081   1.0000   0.2719
  -7.250  -0.3582   0.11816   0.11229  -0.0062   1.0000   0.2783
  -7.000  -0.4015   0.11962   0.11389  -0.0039   1.0000   0.2836
  -6.750  -0.3902   0.11563   0.10992  -0.0025   1.0000   0.2876
  -6.500  -0.3839   0.11332   0.10764  -0.0006   1.0000   0.2949
  -6.250  -0.4245   0.11402   0.10846   0.0024   1.0000   0.3015
  -6.000  -0.4246   0.11099   0.10548   0.0041   1.0000   0.3060
  -5.750  -0.4179   0.10867   0.10318   0.0061   1.0000   0.3148
  -5.500  -0.4688   0.10935   0.10398   0.0090   1.0000   0.3206
  -5.250  -0.4529   0.10545   0.10011   0.0113   1.0000   0.3266
  -5.000  -0.4630   0.10386   0.09856   0.0132   1.0000   0.3364
  -4.750  -0.4795   0.10159   0.09636   0.0142   1.0000   0.3431
  -4.500  -0.4728   0.09908   0.09386   0.0165   1.0000   0.3506
  -4.250  -0.4914   0.09693   0.09177   0.0164   1.0000   0.3616
  -4.000  -0.4779   0.07435   0.06819  -0.0227   1.0000   0.2128
  -3.750  -0.4533   0.06191   0.05490  -0.0324   1.0000   0.1790
  -3.500  -0.4366   0.05847   0.05121  -0.0334   1.0000   0.1778
  -3.250  -0.4181   0.05497   0.04732  -0.0348   1.0000   0.1777
  -3.000  -0.3984   0.05178   0.04366  -0.0359   1.0000   0.1778
  -2.750  -0.3779   0.04904   0.04041  -0.0366   1.0000   0.1784
  -2.500  -0.3608   0.04765   0.03901  -0.0361   1.0000   0.1818
  -2.250  -0.3429   0.04671   0.03797  -0.0356   1.0000   0.1872
  -2.000  -0.3218   0.04519   0.03595  -0.0358   1.0000   0.1933
  -1.750  -0.3026   0.04415   0.03474  -0.0354   1.0000   0.1995
  -1.500  -0.2835   0.04361   0.03402  -0.0350   1.0000   0.2096
  -1.250  -0.2651   0.04318   0.03356  -0.0344   1.0000   0.2210
  -1.000  -0.2458   0.04282   0.03309  -0.0339   1.0000   0.2356
  -0.750  -0.2267   0.04276   0.03301  -0.0335   1.0000   0.2546
  -0.500  -0.2085   0.04286   0.03313  -0.0329   1.0000   0.2788
  -0.250  -0.1913   0.04307   0.03338  -0.0321   1.0000   0.3067
   0.000  -0.1748   0.04346   0.03382  -0.0313   1.0000   0.3378
   0.250  -0.0201   0.04817   0.03879  -0.0506   0.8989   0.4832
   0.500   0.0446   0.04866   0.03944  -0.0557   0.8723   0.5721
   0.750   0.0805   0.04849   0.03962  -0.0569   0.8543   0.6479
   1.000   0.1413   0.04770   0.03988  -0.0631   0.8332   1.0000
   1.250   0.1846   0.04875   0.04033  -0.0671   0.8155   1.0000
   1.500   0.2208   0.04967   0.04086  -0.0691   0.7980   1.0000
   1.750   0.2550   0.05058   0.04148  -0.0705   0.7812   1.0000
   2.000   0.2890   0.05144   0.04210  -0.0717   0.7647   1.0000
   2.250   0.3234   0.05223   0.04267  -0.0728   0.7482   1.0000
   2.500   0.3655   0.05289   0.04314  -0.0745   0.7333   1.0000
   2.750   0.3885   0.05368   0.04380  -0.0741   0.7165   1.0000
   3.000   0.4097   0.05459   0.04459  -0.0735   0.6999   1.0000
   3.250   0.4297   0.05559   0.04550  -0.0729   0.6837   1.0000
   3.500   0.4495   0.05665   0.04646  -0.0722   0.6681   1.0000
   3.750   0.4711   0.05770   0.04742  -0.0717   0.6536   1.0000
   4.000   0.5226   0.05756   0.04717  -0.0734   0.6439   1.0000
   4.250   0.5275   0.05925   0.04881  -0.0717   0.6285   1.0000
   4.500   0.5337   0.06106   0.05057  -0.0702   0.6142   1.0000
   4.750   0.5507   0.06246   0.05192  -0.0696   0.6025   1.0000
   5.000   0.5858   0.06283   0.05223  -0.0698   0.5926   1.0000
   5.250   0.5811   0.06551   0.05489  -0.0681   0.5796   1.0000
   5.500   0.6031   0.06673   0.05606  -0.0677   0.5699   1.0000
   5.750   0.6166   0.06846   0.05778  -0.0671   0.5597   1.0000
   6.000   0.6165   0.07118   0.06048  -0.0660   0.5492   1.0000
   6.250   0.6540   0.07127   0.06054  -0.0660   0.5406   1.0000
   6.500   0.6353   0.07554   0.06482  -0.0647   0.5306   1.0000
   6.750   0.6827   0.07489   0.06415  -0.0648   0.5227   1.0000
   7.000   0.6529   0.08016   0.06944  -0.0636   0.5128   1.0000
   7.250   0.7040   0.07919   0.06844  -0.0635   0.5049   1.0000
   7.500   0.6670   0.08532   0.07462  -0.0627   0.4962   1.0000
   7.750   0.7079   0.08509   0.07437  -0.0623   0.4871   1.0000
   8.000   0.6791   0.09084   0.08016  -0.0620   0.4801   1.0000
   8.250   0.7235   0.09029   0.07961  -0.0615   0.4705   1.0000
   8.500   0.6911   0.09654   0.08590  -0.0615   0.4643   1.0000
   8.750   0.7412   0.09553   0.08489  -0.0608   0.4541   1.0000
   9.000   0.7041   0.10245   0.09186  -0.0613   0.4494   1.0000
   9.250   0.7003   0.10647   0.09592  -0.0616   0.4441   1.0000
   9.500   0.6501   0.12067   0.11029  -0.0678   0.5048   1.0000
   9.750   0.6587   0.12049   0.11011  -0.0658   0.4747   1.0000
  10.000   0.6837   0.12415   0.11379  -0.0666   0.4710   1.0000
  10.250   0.7082   0.12279   0.11241  -0.0640   0.4359   1.0000
  10.500   0.6326   0.13490   0.12467  -0.0700   0.5098   1.0000
  10.750   0.6583   0.13942   0.12920  -0.0711   0.5046   1.0000
<< Back to GOE 621 AIRFOIL (goe621-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 621 AIRFOIL (goe621-il)