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

GOE 626 AIRFOIL (goe626-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 626 AIRFOIL (goe626-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.38 at α=7°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe626-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe626-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 626 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.2358   0.13306   0.12558  -0.0309   1.0000   0.2470
 -10.250  -0.2487   0.13265   0.12527  -0.0302   1.0000   0.2504
 -10.000  -0.2691   0.13295   0.12568  -0.0295   1.0000   0.2515
  -9.750  -0.2550   0.12781   0.12057  -0.0284   1.0000   0.2536
  -9.500  -0.2419   0.12432   0.11711  -0.0267   1.0000   0.2587
  -9.250  -0.2467   0.12279   0.11565  -0.0254   1.0000   0.2641
  -9.000  -0.2668   0.12273   0.11570  -0.0241   1.0000   0.2675
  -8.750  -0.2903   0.12267   0.11577  -0.0227   1.0000   0.2685
  -8.500  -0.2660   0.11679   0.10989  -0.0212   1.0000   0.2729
  -8.250  -0.2651   0.11455   0.10771  -0.0195   1.0000   0.2785
  -8.000  -0.2831   0.11390   0.10716  -0.0177   1.0000   0.2840
  -7.750  -0.3120   0.11391   0.10731  -0.0158   1.0000   0.2858
  -7.500  -0.2888   0.10909   0.10248  -0.0138   1.0000   0.2973
  -7.250  -0.3151   0.10896   0.10248  -0.0115   1.0000   0.3028
  -7.000  -0.3478   0.10899   0.10266  -0.0089   1.0000   0.3042
  -6.750  -0.3327   0.10536   0.09904  -0.0067   1.0000   0.3206
  -6.500  -0.3369   0.10302   0.09676  -0.0043   1.0000   0.3300
  -6.250  -0.3593   0.10291   0.09675  -0.0010   1.0000   0.3394
  -6.000  -0.3589   0.10103   0.09491   0.0017   1.0000   0.3550
  -5.750  -0.3957   0.10152   0.09554   0.0056   1.0000   0.3593
  -5.500  -0.3970   0.09999   0.09404   0.0086   1.0000   0.3774
  -5.250  -0.3972   0.09829   0.09237   0.0113   1.0000   0.3943
  -5.000  -0.4399   0.09879   0.09300   0.0142   1.0000   0.3990
  -4.750  -0.3940   0.09451   0.08860   0.0101   0.9891   0.4236
  -4.500  -0.3658   0.09174   0.08573   0.0062   0.9773   0.4434
  -4.250  -0.3385   0.08911   0.08302   0.0027   0.9656   0.4635
  -4.000  -0.3130   0.08667   0.08051   0.0006   0.9536   0.4854
  -3.750  -0.2955   0.08452   0.07832  -0.0005   0.9409   0.5066
  -3.500  -0.2918   0.08332   0.07711  -0.0007   0.9283   0.5327
  -3.250  -0.2456   0.08009   0.07378  -0.0030   0.9185   0.5645
  -3.000  -0.2338   0.07824   0.07192  -0.0015   0.9059   0.5968
  -2.250   0.2916   0.05539   0.04813  -0.0708   0.8892   1.0000
  -2.000   0.3139   0.05424   0.04695  -0.0734   0.8750   1.0000
  -1.750   0.3574   0.05227   0.04489  -0.0799   0.8659   1.0000
  -1.500  -0.0961   0.06239   0.05505  -0.0457   0.8327   0.5138
  -1.250  -0.0649   0.06079   0.05332  -0.0499   0.8210   0.5112
  -1.000  -0.0123   0.05902   0.05132  -0.0578   0.8109   0.5114
  -0.750   0.0105   0.05829   0.05046  -0.0607   0.7984   0.5112
  -0.500   0.0648   0.05704   0.04896  -0.0682   0.7889   0.5133
  -0.250   0.0897   0.05667   0.04846  -0.0710   0.7770   0.5138
   0.000   0.1241   0.05620   0.04786  -0.0744   0.7672   0.5167
   0.250   0.1538   0.05583   0.04741  -0.0763   0.7570   0.5193
   0.500   0.1784   0.05593   0.04742  -0.0780   0.7473   0.5211
   0.750   0.2111   0.05585   0.04725  -0.0804   0.7383   0.5248
   1.000   0.2343   0.05629   0.04758  -0.0820   0.7289   0.5274
   1.250   0.2674   0.05641   0.04758  -0.0847   0.7199   0.5295
   1.500   0.2926   0.05707   0.04812  -0.0866   0.7117   0.5324
   1.750   0.3114   0.05796   0.04894  -0.0877   0.7035   0.5353
   2.000   0.3566   0.05764   0.04856  -0.0902   0.6971   0.5399
   2.250   0.3464   0.05979   0.05071  -0.0884   0.6881   0.5407
   2.500   0.3819   0.06021   0.05105  -0.0905   0.6816   0.5442
   2.750   0.3940   0.06182   0.05261  -0.0908   0.6757   0.5475
   3.000   0.3970   0.06379   0.05454  -0.0906   0.6694   0.5502
   3.250   0.4318   0.06445   0.05513  -0.0925   0.6628   0.5552
   3.500   0.4450   0.06614   0.05683  -0.0926   0.6578   0.5584
   3.750   0.4415   0.06871   0.05941  -0.0921   0.6549   0.5603
   4.000   0.4471   0.07090   0.06159  -0.0922   0.6513   0.5630
   4.250   0.4608   0.07291   0.06356  -0.0929   0.6478   0.5669
   4.500   0.4652   0.07560   0.06621  -0.0934   0.6484   0.5705
   4.750   0.4670   0.07840   0.06901  -0.0938   0.6507   0.5740
   5.000   0.4727   0.08120   0.07185  -0.0944   0.6549   0.5782
   5.250   0.4924   0.08406   0.07472  -0.0961   0.6590   0.5844
   5.500   0.5110   0.08695   0.07758  -0.0978   0.6602   0.5904
   5.750   0.5277   0.08791   0.07857  -0.0975   0.6425   0.5961
   6.000   0.5346   0.09074   0.08144  -0.0981   0.6425   0.6011
   6.250   0.5426   0.09358   0.08430  -0.0987   0.6398   0.6071
   6.500   0.5579   0.09509   0.08586  -0.0987   0.6246   0.6154
   6.750   0.5766   0.09831   0.08916  -0.1002   0.6229   0.6261
   7.000   0.6724   0.09109   0.08199  -0.0968   0.5417   0.6619
   7.250   0.6625   0.09457   0.08559  -0.0966   0.5331   0.6708
   7.500   0.6864   0.09589   0.08715  -0.0966   0.5199   0.6975
   7.750   0.6176   0.11092   0.10227  -0.1033   0.6020   0.6757
   8.000   0.6958   0.10012   0.09203  -0.0954   0.4989   1.0000
   8.250   0.7300   0.10171   0.09341  -0.0966   0.4842   1.0000
   8.500   0.7185   0.10643   0.09812  -0.0975   0.4777   1.0000
   8.750   0.7281   0.11028   0.10188  -0.0987   0.4733   1.0000
   9.000   0.7435   0.11409   0.10560  -0.0999   0.4707   1.0000
   9.250   0.7597   0.11820   0.10964  -0.1010   0.4691   1.0000
   9.500   0.6650   0.12969   0.12145  -0.1063   0.5366   1.0000
   9.750   0.6870   0.13294   0.12460  -0.1072   0.5281   1.0000
<< Back to GOE 626 AIRFOIL (goe626-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 626 AIRFOIL (goe626-il)