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

GOE 632 AIRFOIL (goe632-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 632 AIRFOIL (goe632-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.44 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe632-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe632-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 632 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  -0.3099   0.12968   0.12248  -0.0367   1.0000   0.2115
 -10.750  -0.2845   0.12380   0.11660  -0.0354   1.0000   0.2177
 -10.500  -0.2904   0.12238   0.11527  -0.0354   1.0000   0.2272
 -10.250  -0.2862   0.11900   0.11196  -0.0349   1.0000   0.2330
 -10.000  -0.2835   0.11680   0.10983  -0.0341   1.0000   0.2433
  -9.750  -0.2863   0.11418   0.10732  -0.0336   1.0000   0.2499
  -9.500  -0.2845   0.11203   0.10525  -0.0325   1.0000   0.2607
  -9.250  -0.2876   0.10948   0.10280  -0.0315   1.0000   0.2673
  -9.000  -0.2916   0.10782   0.10126  -0.0298   1.0000   0.2784
  -8.750  -0.2933   0.10529   0.09884  -0.0281   1.0000   0.2851
  -8.500  -0.3063   0.10441   0.09811  -0.0254   1.0000   0.2957
  -8.250  -0.3110   0.10226   0.09608  -0.0225   1.0000   0.3027
  -8.000  -0.3295   0.10188   0.09585  -0.0186   1.0000   0.3122
  -7.750  -0.3846   0.10375   0.09795  -0.0137   1.0000   0.3149
  -7.500  -0.3587   0.09988   0.09409  -0.0111   1.0000   0.3283
  -7.250  -0.4153   0.10145   0.09587  -0.0062   1.0000   0.3320
  -7.000  -0.3958   0.09818   0.09263  -0.0037   1.0000   0.3462
  -6.750  -0.4541   0.09927   0.09392   0.0014   1.0000   0.3493
  -6.500  -0.4432   0.09655   0.09123   0.0041   1.0000   0.3653
  -6.250  -0.5079   0.09740   0.09225   0.0099   1.0000   0.3673
  -6.000  -0.4526   0.09275   0.08758   0.0108   1.0000   0.3956
  -5.750  -0.4667   0.09118   0.08609   0.0147   1.0000   0.4110
  -5.500  -0.5280   0.09130   0.08635   0.0210   1.0000   0.4187
  -5.250  -0.5013   0.08831   0.08339   0.0241   1.0000   0.4495
  -5.000  -0.5043   0.08640   0.08153   0.0274   0.9959   0.4869
  -4.250  -0.2142   0.07471   0.06943   0.0130   0.9782   0.7667
  -4.000  -0.2443   0.07247   0.06726   0.0131   0.9679   0.7238
  -3.750  -0.2940   0.07032   0.06523   0.0161   0.9571   0.6837
  -3.500  -0.4593   0.05767   0.05020  -0.0085   0.9468   0.2138
  -3.250  -0.4258   0.05410   0.04607  -0.0105   0.9394   0.1885
  -3.000  -0.4095   0.05184   0.04305  -0.0089   0.9314   0.1762
  -2.750  -0.3757   0.04983   0.04070  -0.0105   0.9231   0.1737
  -2.500  -0.3596   0.04833   0.03889  -0.0090   0.9147   0.1710
  -2.250  -0.3202   0.04679   0.03680  -0.0109   0.9061   0.1670
  -2.000  -0.3037   0.04576   0.03542  -0.0093   0.8971   0.1658
  -1.750  -0.2652   0.04494   0.03429  -0.0112   0.8881   0.1686
  -1.500  -0.2431   0.04438   0.03348  -0.0106   0.8787   0.1724
  -1.250  -0.2066   0.04397   0.03268  -0.0121   0.8693   0.1769
  -1.000   0.1535   0.03866   0.03046  -0.0702   0.8580   1.0000
  -0.750   0.1658   0.03942   0.03083  -0.0682   0.8469   1.0000
  -0.500   0.2079   0.03998   0.03094  -0.0708   0.8378   1.0000
  -0.250   0.2114   0.04085   0.03164  -0.0676   0.8264   1.0000
   0.000   0.2300   0.04165   0.03222  -0.0668   0.8161   1.0000
   0.250   0.2582   0.04235   0.03270  -0.0673   0.8065   1.0000
   0.500   0.2596   0.04342   0.03366  -0.0640   0.7962   1.0000
   0.750   0.3004   0.04403   0.03406  -0.0663   0.7878   1.0000
   1.000   0.2878   0.04537   0.03532  -0.0612   0.7775   1.0000
   1.250   0.3267   0.04606   0.03583  -0.0631   0.7694   1.0000
   1.500   0.3127   0.04750   0.03722  -0.0580   0.7598   1.0000
   1.750   0.3493   0.04830   0.03787  -0.0596   0.7524   1.0000
   2.000   0.3310   0.04994   0.03946  -0.0542   0.7442   1.0000
   2.250   0.3670   0.05076   0.04016  -0.0557   0.7368   1.0000
   2.500   0.3501   0.05254   0.04190  -0.0508   0.7302   1.0000
   2.750   0.3573   0.05396   0.04324  -0.0490   0.7244   1.0000
   3.000   0.3818   0.05516   0.04436  -0.0491   0.7179   1.0000
   3.250   0.3689   0.05700   0.04616  -0.0452   0.7134   1.0000
   3.500   0.3695   0.05874   0.04786  -0.0430   0.7105   1.0000
   3.750   0.3752   0.06045   0.04952  -0.0415   0.7079   1.0000
   4.000   0.4050   0.06187   0.05088  -0.0423   0.7020   1.0000
   4.250   0.3875   0.06411   0.05311  -0.0389   0.7052   1.0000
   4.500   0.2524   0.06907   0.05821  -0.0278   0.8429   1.0000
   4.750   0.2722   0.07134   0.06042  -0.0284   0.8371   1.0000
   5.000   0.2834   0.07238   0.06143  -0.0275   0.8255   1.0000
   5.250   0.3052   0.07496   0.06396  -0.0284   0.8205   1.0000
   5.500   0.3113   0.07569   0.06468  -0.0267   0.8090   1.0000
   5.750   0.3297   0.07798   0.06694  -0.0271   0.8022   1.0000
   6.000   0.3429   0.07935   0.06829  -0.0265   0.7907   1.0000
   6.250   0.3536   0.08114   0.07007  -0.0258   0.7831   1.0000
   6.500   0.3791   0.08360   0.07254  -0.0270   0.7715   1.0000
   6.750   0.3842   0.08460   0.07355  -0.0253   0.7581   1.0000
   7.000   0.3982   0.08634   0.07530  -0.0249   0.7436   1.0000
   7.250   0.4143   0.08827   0.07724  -0.0247   0.7291   1.0000
   7.500   0.4319   0.09038   0.07938  -0.0247   0.7146   1.0000
   7.750   0.4562   0.09309   0.08213  -0.0255   0.7011   1.0000
   8.000   0.4784   0.09557   0.08465  -0.0259   0.6854   1.0000
   8.250   0.4975   0.09791   0.08705  -0.0260   0.6691   1.0000
   8.500   0.5104   0.09993   0.08913  -0.0254   0.6522   1.0000
   8.750   0.5208   0.10195   0.09120  -0.0247   0.6350   1.0000
   9.000   0.5361   0.10445   0.09377  -0.0245   0.6183   1.0000
   9.250   0.5460   0.10671   0.09608  -0.0238   0.6011   1.0000
   9.500   0.5542   0.10894   0.09836  -0.0231   0.5839   1.0000
   9.750   0.5641   0.11136   0.10084  -0.0225   0.5670   1.0000
  10.000   0.5640   0.11310   0.10263  -0.0212   0.5479   1.0000
  10.250   0.6843   0.10094   0.09054  -0.0136   0.4317   1.0000
  10.500   0.7162   0.09970   0.08938  -0.0115   0.4094   1.0000
  10.750   0.7364   0.09995   0.08973  -0.0098   0.3923   1.0000
  11.000   0.7443   0.10162   0.09146  -0.0086   0.3769   1.0000
  11.250   0.7441   0.10448   0.09437  -0.0079   0.3630   1.0000
  11.500   0.7466   0.10724   0.09718  -0.0072   0.3499   1.0000
  11.750   0.7592   0.10880   0.09881  -0.0061   0.3373   1.0000
  12.000   0.7965   0.10701   0.09714  -0.0038   0.3251   1.0000
  12.250   0.7579   0.11552   0.10563  -0.0057   0.3144   1.0000
  12.500   0.7571   0.11922   0.10935  -0.0057   0.3054   1.0000
  12.750   0.7441   0.12502   0.11517  -0.0069   0.3002   1.0000
  13.000   0.7752   0.12518   0.11541  -0.0054   0.2940   1.0000
  13.250   0.7576   0.13238   0.12262  -0.0075   0.2936   1.0000
  13.500   0.7554   0.13780   0.12807  -0.0088   0.2942   1.0000
<< Back to GOE 632 AIRFOIL (goe632-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 632 AIRFOIL (goe632-il)