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

GOE 628 AIRFOIL (goe628-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 628 AIRFOIL (goe628-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.91 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe628-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe628-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 628 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000  -0.1997   0.13262   0.12562  -0.0333   1.0000   0.2480
 -10.750  -0.2269   0.13466   0.12782  -0.0320   1.0000   0.2518
 -10.500  -0.2243   0.13129   0.12455  -0.0304   1.0000   0.2542
 -10.250  -0.2127   0.12800   0.12131  -0.0281   1.0000   0.2590
 -10.000  -0.2203   0.12724   0.12065  -0.0255   1.0000   0.2642
  -9.750  -0.2447   0.12843   0.12199  -0.0227   1.0000   0.2687
  -9.500  -0.2870   0.13170   0.12545  -0.0196   1.0000   0.2704
  -9.250  -0.2755   0.12729   0.12108  -0.0175   1.0000   0.2727
  -9.000  -0.2711   0.12495   0.11879  -0.0151   1.0000   0.2760
  -8.750  -0.2772   0.12398   0.11789  -0.0128   1.0000   0.2803
  -8.500  -0.2947   0.12405   0.11806  -0.0106   1.0000   0.2857
  -8.250  -0.3356   0.12637   0.12053  -0.0085   1.0000   0.2887
  -8.000  -0.3330   0.12316   0.11737  -0.0070   1.0000   0.2911
  -7.750  -0.3195   0.12016   0.11439  -0.0051   1.0000   0.2959
  -7.500  -0.3270   0.11915   0.11344  -0.0033   1.0000   0.3013
  -7.250  -0.3593   0.12005   0.11445  -0.0012   1.0000   0.3067
  -7.000  -0.3405   0.11601   0.11040  -0.0056   0.9928   0.3109
  -6.750  -0.3055   0.11188   0.10621  -0.0093   0.9846   0.3173
  -6.500  -0.3185   0.11139   0.10576  -0.0116   0.9758   0.3260
  -6.250  -0.3037   0.10781   0.10218  -0.0147   0.9675   0.3304
  -6.000  -0.2741   0.10441   0.09874  -0.0168   0.9583   0.3384
  -5.750  -0.3121   0.10521   0.09961  -0.0168   0.9493   0.3464
  -5.500  -0.3006   0.10171   0.09613  -0.0175   0.9398   0.3494
  -5.250  -0.2703   0.09816   0.09253  -0.0199   0.9313   0.3542
  -5.000  -0.3542   0.07835   0.07228  -0.0467   0.9270   0.2190
  -4.750  -0.3300   0.07362   0.06739  -0.0518   0.9188   0.2132
  -4.500  -0.3156   0.06821   0.06174  -0.0569   0.9102   0.2103
  -4.250  -0.2878   0.06234   0.05546  -0.0641   0.9018   0.2111
  -4.000  -0.2621   0.05718   0.04976  -0.0695   0.8933   0.2136
  -3.750  -0.2295   0.05274   0.04463  -0.0744   0.8838   0.2187
  -3.500  -0.2055   0.05281   0.04481  -0.0740   0.8726   0.2249
  -3.250  -0.1632   0.05124   0.04291  -0.0776   0.8623   0.2390
  -3.000  -0.1456   0.05012   0.04146  -0.0774   0.8507   0.2528
  -2.750  -0.1107   0.05005   0.04143  -0.0783   0.8393   0.2733
  -2.500  -0.0853   0.05044   0.04195  -0.0776   0.8273   0.2980
  -2.250  -0.0648   0.05050   0.04186  -0.0768   0.8151   0.3291
  -2.000  -0.0256   0.05087   0.04227  -0.0775   0.8039   0.3631
  -1.750  -0.0116   0.05116   0.04246  -0.0760   0.7912   0.3866
  -1.500   0.0067   0.05173   0.04318  -0.0740   0.7789   0.4107
  -1.250   0.0457   0.05180   0.04324  -0.0746   0.7683   0.4468
  -1.000   0.0525   0.05227   0.04363  -0.0724   0.7550   0.4641
  -0.750   0.0792   0.05225   0.04355  -0.0722   0.7435   0.4839
  -0.500   0.1120   0.05206   0.04323  -0.0729   0.7319   0.5025
  -0.250   0.1221   0.05260   0.04378  -0.0712   0.7192   0.5143
   0.000   0.1756   0.05187   0.04288  -0.0738   0.7102   0.5364
   0.250   0.1730   0.05296   0.04393  -0.0712   0.6961   0.5447
   0.500   0.1955   0.05349   0.04434  -0.0711   0.6851   0.5595
   0.750   0.2261   0.05363   0.04440  -0.0715   0.6744   0.5760
   1.000   0.2350   0.05481   0.04554  -0.0704   0.6624   0.5871
   1.250   0.2819   0.05452   0.04515  -0.0723   0.6536   0.6093
   1.500   0.2768   0.05663   0.04720  -0.0706   0.6420   0.6190
   1.750   0.3283   0.05611   0.04666  -0.0726   0.6340   0.6454
   2.000   0.3163   0.05870   0.04924  -0.0707   0.6229   0.6560
   2.250   0.3656   0.05829   0.04892  -0.0726   0.6154   0.6902
   2.500   0.3520   0.06124   0.05198  -0.0711   0.6066   0.7048
   2.750   0.3807   0.06172   0.05281  -0.0717   0.5990   0.7568
   3.000   0.4026   0.06343   0.05490  -0.0741   0.5906   1.0000
   3.250   0.4104   0.06616   0.05741  -0.0752   0.5842   1.0000
   3.500   0.4620   0.06689   0.05774  -0.0782   0.5777   1.0000
   3.750   0.4469   0.07066   0.06143  -0.0773   0.5734   1.0000
   4.000   0.4410   0.07392   0.06459  -0.0769   0.5702   1.0000
   4.250   0.4419   0.07706   0.06762  -0.0770   0.5694   1.0000
   4.500   0.4449   0.08037   0.07083  -0.0774   0.5717   1.0000
   4.750   0.4553   0.08356   0.07391  -0.0781   0.5745   1.0000
   5.000   0.4753   0.08666   0.07690  -0.0792   0.5766   1.0000
   5.750   0.4283   0.10138   0.09169  -0.0818   0.6518   1.0000
   6.000   0.4119   0.10128   0.09158  -0.0792   0.6414   1.0000
   6.250   0.4411   0.10451   0.09469  -0.0805   0.6350   1.0000
   6.500   0.4518   0.10731   0.09742  -0.0807   0.6314   1.0000
   6.750   0.4515   0.10827   0.09834  -0.0795   0.6208   1.0000
   7.000   0.4860   0.11226   0.10224  -0.0812   0.6151   1.0000
   7.250   0.4748   0.11302   0.10298  -0.0795   0.6066   1.0000
   7.500   0.4953   0.11569   0.10560  -0.0801   0.5992   1.0000
   7.750   0.5327   0.12078   0.11062  -0.0821   0.5955   1.0000
   8.000   0.5109   0.12011   0.10996  -0.0798   0.5851   1.0000
   8.250   0.5397   0.12370   0.11349  -0.0809   0.5787   1.0000
   8.500   0.5366   0.12535   0.11513  -0.0802   0.5720   1.0000
   8.750   0.5500   0.12759   0.11735  -0.0804   0.5635   1.0000
   9.000   0.5846   0.13243   0.12216  -0.0819   0.5590   1.0000
   9.250   0.5680   0.13237   0.12211  -0.0805   0.5494   1.0000
   9.500   0.5933   0.13580   0.12552  -0.0813   0.5424   1.0000
<< Back to GOE 628 AIRFOIL (goe628-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 628 AIRFOIL (goe628-il)