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

GOE 630 AIRFOIL (goe630-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 630 AIRFOIL (goe630-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.07 at α=3°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe630-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe630-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 630 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.2578   0.15147   0.14541  -0.0295   1.0000   0.1118
 -10.500  -0.2748   0.15292   0.14697  -0.0282   1.0000   0.1123
 -10.250  -0.2949   0.15489   0.14905  -0.0270   1.0000   0.1127
 -10.000  -0.2746   0.14642   0.14060  -0.0248   1.0000   0.1150
  -9.750  -0.2722   0.14355   0.13777  -0.0228   1.0000   0.1177
  -9.500  -0.2763   0.14212   0.13640  -0.0213   1.0000   0.1201
  -9.250  -0.2825   0.14104   0.13539  -0.0200   1.0000   0.1227
  -9.000  -0.2913   0.14036   0.13478  -0.0188   1.0000   0.1252
  -8.750  -0.3034   0.14035   0.13484  -0.0179   1.0000   0.1270
  -8.500  -0.3206   0.14120   0.13578  -0.0170   1.0000   0.1281
  -8.250  -0.3426   0.14259   0.13728  -0.0160   1.0000   0.1288
  -8.000  -0.3642   0.14367   0.13845  -0.0146   1.0000   0.1290
  -7.750  -0.3366   0.13519   0.12997  -0.0132   1.0000   0.1317
  -7.500  -0.3344   0.13245   0.12727  -0.0115   1.0000   0.1346
  -7.250  -0.3401   0.13102   0.12590  -0.0100   1.0000   0.1371
  -7.000  -0.3410   0.12952   0.12443  -0.0110   0.9970   0.1411
  -6.750  -0.3482   0.12969   0.12464  -0.0146   0.9892   0.1446
  -6.500  -0.3600   0.13145   0.12643  -0.0223   0.9810   0.1461
  -6.250  -0.3099   0.12177   0.11670  -0.0208   0.9725   0.1536
  -6.000  -0.3054   0.12004   0.11499  -0.0234   0.9634   0.1591
  -5.750  -0.3107   0.12138   0.11632  -0.0333   0.9541   0.1631
  -5.500  -0.2885   0.11500   0.10997  -0.0303   0.9452   0.1668
  -5.250  -0.2731   0.11211   0.10706  -0.0317   0.9358   0.1733
  -4.750  -0.2545   0.10739   0.10234  -0.0385   0.9163   0.1840
  -4.500  -0.2338   0.10512   0.10002  -0.0431   0.9067   0.1952
  -4.250  -0.2267   0.10242   0.09734  -0.0443   0.8968   0.2005
  -3.750  -0.1905   0.09704   0.09189  -0.0488   0.8770   0.2205
  -3.500  -0.1786   0.09575   0.09054  -0.0538   0.8661   0.2325
  -3.250  -0.1508   0.09345   0.08814  -0.0585   0.8556   0.2488
  -3.000  -0.1457   0.09043   0.08521  -0.0544   0.8460   0.2549
  -2.750  -0.1287   0.08838   0.08311  -0.0565   0.8358   0.2705
  -2.500  -0.0991   0.08608   0.08073  -0.0599   0.8260   0.2968
  -2.250  -0.0964   0.08450   0.07918  -0.0580   0.8154   0.3104
  -2.000  -0.0702   0.08210   0.07675  -0.0593   0.8064   0.3451
  -1.750  -0.0651   0.08080   0.07546  -0.0582   0.7961   0.3728
  -1.500  -0.0539   0.07893   0.07362  -0.0560   0.7867   0.4085
  -1.000  -0.0476   0.07591   0.07071  -0.0478   0.7695   0.5032
  -0.500  -0.0456   0.07252   0.06745  -0.0377   0.7533   0.5936
  -0.250  -0.0428   0.07107   0.06605  -0.0339   0.7454   0.6285
   0.000  -0.0315   0.06931   0.06429  -0.0310   0.7378   0.6641
   0.250  -0.0303   0.06821   0.06324  -0.0280   0.7301   0.6859
   0.500   0.0043   0.06651   0.06145  -0.0306   0.7220   0.7101
   0.750   0.0645   0.06635   0.06105  -0.0443   0.7112   0.6857
   1.000   0.3587   0.06707   0.05790  -0.1078   0.6920   0.1967
   1.250   0.3623   0.06804   0.05881  -0.1064   0.6840   0.1942
   1.500   0.3903   0.06801   0.05849  -0.1071   0.6770   0.1898
   1.750   0.4100   0.06869   0.05891  -0.1069   0.6702   0.1902
   2.000   0.4185   0.06993   0.05999  -0.1059   0.6633   0.1920
   2.250   0.4684   0.06956   0.05912  -0.1079   0.6565   0.1963
   2.500   0.4556   0.07230   0.06183  -0.1059   0.6522   0.1965
   2.750   0.4659   0.07406   0.06346  -0.1058   0.6481   0.2000
   3.000   0.5223   0.07386   0.06296  -0.1085   0.6402   0.2180
   3.250   0.5125   0.07674   0.06586  -0.1071   0.6376   0.2209
   3.500   0.5188   0.07921   0.06826  -0.1070   0.6373   0.2286
   3.750   0.5311   0.08159   0.07067  -0.1075   0.6385   0.2437
   4.000   0.5486   0.08386   0.07304  -0.1084   0.6398   0.2705
   4.250   0.4373   0.09254   0.08192  -0.1046   0.7297   0.2200
   4.500   0.4722   0.09495   0.08428  -0.1069   0.7253   0.2409
   4.750   0.4817   0.09662   0.08599  -0.1066   0.7212   0.2618
   5.000   0.4980   0.09780   0.08738  -0.1068   0.7123   0.3026
   5.250   0.5408   0.09953   0.08994  -0.1094   0.7075   1.0000
   5.500   0.5321   0.10040   0.09071  -0.1071   0.7011   1.0000
   5.750   0.5504   0.10267   0.09273  -0.1073   0.6943   1.0000
   6.000   0.5848   0.10669   0.09650  -0.1093   0.6904   1.0000
   6.250   0.5716   0.10690   0.09669  -0.1065   0.6814   1.0000
   6.500   0.5986   0.10993   0.09956  -0.1077   0.6754   1.0000
   6.750   0.6025   0.11199   0.10154  -0.1069   0.6705   1.0000
   7.000   0.6124   0.11377   0.10325  -0.1064   0.6622   1.0000
   7.250   0.6432   0.11756   0.10692  -0.1080   0.6577   1.0000
   7.500   0.6345   0.11831   0.10766  -0.1061   0.6493   1.0000
   7.750   0.6582   0.12123   0.11050  -0.1069   0.6428   1.0000
   8.000   0.6682   0.12394   0.11316  -0.1069   0.6386   1.0000
   8.250   0.6734   0.12538   0.11458  -0.1062   0.6293   1.0000
   8.500   0.7045   0.12948   0.11863  -0.1077   0.6248   1.0000
   8.750   0.6944   0.13000   0.11916  -0.1060   0.6158   1.0000
   9.000   0.7180   0.13319   0.12232  -0.1068   0.6099   1.0000
   9.250   0.7208   0.13529   0.12442  -0.1064   0.6045   1.0000
   9.500   0.7336   0.13740   0.12652  -0.1065   0.5957   1.0000
  10.000   0.7518   0.14200   0.13114  -0.1064   0.5820   1.0000
  10.250   0.7774   0.14578   0.13492  -0.1074   0.5768   1.0000
  10.500   0.7728   0.14698   0.13615  -0.1068   0.5694   1.0000
  10.750   0.7922   0.14989   0.13909  -0.1073   0.5620   1.0000
  11.000   0.8025   0.15289   0.14210  -0.1077   0.5574   1.0000
  11.250   0.8067   0.15431   0.14356  -0.1075   0.5485   1.0000
  11.500   0.8344   0.15883   0.14811  -0.1086   0.5439   1.0000
  11.750   0.8251   0.15918   0.14849  -0.1080   0.5354   1.0000
  12.000   0.8468   0.16265   0.15202  -0.1087   0.5289   1.0000
<< Back to GOE 630 AIRFOIL (goe630-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 630 AIRFOIL (goe630-il)