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

GOE 624 AIRFOIL (goe624-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 624 AIRFOIL (goe624-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.86 at α=2.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe624-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe624-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 624 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.2580   0.12934   0.12280  -0.0318   1.0000   0.2235
  -9.750  -0.2937   0.13145   0.12507  -0.0293   1.0000   0.2267
  -9.500  -0.3238   0.13217   0.12597  -0.0269   1.0000   0.2281
  -9.250  -0.2915   0.12622   0.11999  -0.0243   1.0000   0.2332
  -9.000  -0.2984   0.12514   0.11899  -0.0217   1.0000   0.2384
  -8.750  -0.3235   0.12559   0.11956  -0.0195   1.0000   0.2438
  -8.500  -0.3705   0.12788   0.12203  -0.0173   1.0000   0.2459
  -8.250  -0.3419   0.12231   0.11646  -0.0153   1.0000   0.2505
  -8.000  -0.3437   0.12072   0.11493  -0.0130   1.0000   0.2567
  -7.750  -0.3732   0.12105   0.11538  -0.0108   1.0000   0.2628
  -7.500  -0.4260   0.12285   0.11734  -0.0081   1.0000   0.2648
  -7.250  -0.3784   0.11677   0.11123  -0.0067   1.0000   0.2737
  -7.000  -0.4042   0.11651   0.11107  -0.0043   1.0000   0.2809
  -6.750  -0.4574   0.11758   0.11229  -0.0009   1.0000   0.2833
  -6.500  -0.4061   0.11196   0.10661  -0.0032   0.9953   0.2982
  -6.250  -0.3902   0.10834   0.10299  -0.0062   0.9871   0.3103
  -6.000  -0.4186   0.10717   0.10190  -0.0092   0.9781   0.3231
  -5.750  -0.4091   0.10461   0.09932  -0.0128   0.9690   0.3411
  -5.500  -0.3625   0.09991   0.09459  -0.0119   0.9605   0.3546
  -5.250  -0.3469   0.09691   0.09158  -0.0140   0.9519   0.3737
  -5.000  -0.3425   0.09463   0.08933  -0.0142   0.9419   0.3952
  -4.750  -0.3427   0.09246   0.08719  -0.0142   0.9325   0.4200
  -4.500  -0.3057   0.08937   0.08408  -0.0136   0.9239   0.4492
  -4.250  -0.2953   0.06504   0.05772  -0.0642   0.9162   0.1912
  -4.000  -0.2627   0.06159   0.05419  -0.0670   0.9068   0.1871
  -3.750  -0.2334   0.05826   0.05045  -0.0700   0.8975   0.1839
  -3.500  -0.1925   0.05524   0.04686  -0.0743   0.8884   0.1861
  -3.250  -0.1637   0.05313   0.04419  -0.0761   0.8784   0.1886
  -3.000  -0.1195   0.05125   0.04200  -0.0797   0.8693   0.1968
  -2.750  -0.0981   0.05046   0.04092  -0.0797   0.8587   0.2053
  -2.500  -0.0491   0.04920   0.03939  -0.0835   0.8501   0.2224
  -2.250  -0.0347   0.04891   0.03900  -0.0824   0.8389   0.2343
  -2.000   0.0117   0.04826   0.03818  -0.0855   0.8307   0.2596
  -1.750   0.0239   0.04837   0.03826  -0.0841   0.8199   0.2740
  -1.500   0.0664   0.04802   0.03775  -0.0865   0.8117   0.3013
  -1.250   0.0794   0.04832   0.03808  -0.0851   0.8014   0.3188
  -1.000   0.1241   0.04802   0.03780  -0.0875   0.7940   0.3554
  -0.750   0.1310   0.04870   0.03854  -0.0856   0.7845   0.3809
  -0.500   0.1763   0.04780   0.03830  -0.0877   0.7776   0.4799
  -0.250   0.1711   0.04722   0.03929  -0.0820   0.7698   0.7080
   0.000   0.2107   0.04778   0.03945  -0.0838   0.7615   1.0000
   0.250   0.2249   0.04918   0.04054  -0.0831   0.7543   1.0000
   0.500   0.2385   0.05054   0.04165  -0.0824   0.7469   1.0000
   0.750   0.2789   0.05150   0.04227  -0.0844   0.7401   1.0000
   1.000   0.2709   0.05346   0.04414  -0.0817   0.7343   1.0000
   1.250   0.2872   0.05496   0.04546  -0.0815   0.7285   1.0000
   1.500   0.3222   0.05615   0.04640  -0.0829   0.7220   1.0000
   1.750   0.3169   0.05824   0.04843  -0.0808   0.7179   1.0000
   2.000   0.3237   0.06017   0.05026  -0.0800   0.7147   1.0000
   2.250   0.3399   0.06190   0.05187  -0.0800   0.7105   1.0000
   2.500   0.3715   0.06340   0.05320  -0.0811   0.7042   1.0000
   2.750   0.3741   0.06570   0.05544  -0.0802   0.7034   1.0000
   3.000   0.3803   0.06800   0.05767  -0.0797   0.7033   1.0000
   3.250   0.3915   0.07039   0.06000  -0.0798   0.7042   1.0000
   3.500   0.3079   0.07772   0.06762  -0.0776   0.8126   1.0000
   3.750   0.3059   0.07806   0.06792  -0.0749   0.8014   1.0000
   4.000   0.3490   0.08202   0.07174  -0.0788   0.7948   1.0000
   4.250   0.3393   0.08197   0.07167  -0.0753   0.7839   1.0000
   4.500   0.3839   0.08611   0.07568  -0.0793   0.7767   1.0000
   4.750   0.3739   0.08605   0.07562  -0.0758   0.7649   1.0000
   5.000   0.4123   0.08996   0.07943  -0.0789   0.7583   1.0000
   5.250   0.4093   0.09036   0.07982  -0.0764   0.7454   1.0000
   5.500   0.4277   0.09303   0.08244  -0.0770   0.7380   1.0000
   5.750   0.4470   0.09504   0.08443  -0.0774   0.7256   1.0000
   6.000   0.4507   0.09668   0.08605  -0.0761   0.7151   1.0000
   6.250   0.4908   0.10057   0.08989  -0.0791   0.7059   1.0000
   6.500   0.4835   0.10121   0.09053  -0.0766   0.6933   1.0000
   6.750   0.5017   0.10409   0.09339  -0.0772   0.6850   1.0000
   7.000   0.5228   0.10646   0.09576  -0.0777   0.6723   1.0000
   7.250   0.5218   0.10810   0.09740  -0.0763   0.6612   1.0000
   7.500   0.5666   0.11277   0.10204  -0.0794   0.6527   1.0000
   7.750   0.5520   0.11305   0.10236  -0.0767   0.6399   1.0000
   8.000   0.5673   0.11614   0.10546  -0.0772   0.6323   1.0000
   8.250   0.5848   0.11851   0.10783  -0.0774   0.6198   1.0000
   8.500   0.5836   0.12065   0.10999  -0.0766   0.6114   1.0000
   8.750   0.6104   0.12393   0.11328  -0.0778   0.6016   1.0000
   9.000   0.6047   0.12569   0.11506  -0.0767   0.5921   1.0000
   9.250   0.6371   0.12955   0.11895  -0.0782   0.5833   1.0000
   9.500   0.6257   0.13093   0.12035  -0.0769   0.5747   1.0000
   9.750   0.6511   0.13440   0.12384  -0.0780   0.5667   1.0000
<< Back to GOE 624 AIRFOIL (goe624-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 624 AIRFOIL (goe624-il)