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

GOE 633 AIRFOIL (goe633-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 633 AIRFOIL (goe633-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.71 at α=2.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe633-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe633-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 633 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.000  -0.3186   0.14150   0.13417  -0.0136   1.0000   0.1936
 -11.750  -0.3267   0.14122   0.13397  -0.0156   1.0000   0.1986
 -11.500  -0.3323   0.13950   0.13234  -0.0175   1.0000   0.2006
 -11.250  -0.3011   0.13262   0.12545  -0.0167   1.0000   0.2056
 -11.000  -0.2933   0.12979   0.12266  -0.0174   1.0000   0.2113
 -10.750  -0.3073   0.12995   0.12291  -0.0196   1.0000   0.2164
 -10.500  -0.3032   0.12636   0.11941  -0.0207   1.0000   0.2186
 -10.250  -0.2780   0.12093   0.11399  -0.0203   1.0000   0.2230
 -10.000  -0.2703   0.11810   0.11122  -0.0209   1.0000   0.2289
  -9.750  -0.2881   0.11827   0.11153  -0.0230   1.0000   0.2345
  -9.500  -0.2780   0.11393   0.10727  -0.0236   1.0000   0.2371
  -9.250  -0.2555   0.10948   0.10284  -0.0232   1.0000   0.2430
  -9.000  -0.2601   0.10798   0.10146  -0.0241   1.0000   0.2509
  -8.750  -0.2812   0.10740   0.10109  -0.0257   1.0000   0.2542
  -8.500  -0.2473   0.10183   0.09553  -0.0244   1.0000   0.2605
  -8.250  -0.2522   0.10036   0.09421  -0.0239   1.0000   0.2672
  -8.000  -0.2921   0.10209   0.09621  -0.0205   1.0000   0.2704
  -7.750  -0.3372   0.10421   0.09851  -0.0149   1.0000   0.2710
  -7.500  -0.3820   0.10574   0.10020  -0.0105   1.0000   0.2715
  -7.250  -0.3457   0.10011   0.09457  -0.0088   1.0000   0.2763
  -7.000  -0.3567   0.09906   0.09360  -0.0059   1.0000   0.2802
  -6.750  -0.3807   0.09868   0.09331  -0.0029   1.0000   0.2847
  -6.500  -0.4295   0.09958   0.09435   0.0010   1.0000   0.2882
  -6.250  -0.4081   0.09496   0.08973  -0.0027   0.9926   0.2937
  -6.000  -0.3905   0.09163   0.08638  -0.0057   0.9842   0.3023
  -5.750  -0.3960   0.08876   0.08353  -0.0091   0.9747   0.3106
  -5.500  -0.3690   0.08500   0.07972  -0.0121   0.9676   0.3195
  -5.250  -0.4242   0.07015   0.06398  -0.0318   0.9574   0.1832
  -5.000  -0.4097   0.06367   0.05719  -0.0347   0.9512   0.1681
  -4.750  -0.3981   0.06036   0.05368  -0.0349   0.9438   0.1647
  -4.500  -0.3753   0.05654   0.04955  -0.0372   0.9371   0.1634
  -4.250  -0.3676   0.05369   0.04638  -0.0362   0.9300   0.1632
  -4.000  -0.3478   0.05039   0.04263  -0.0370   0.9229   0.1636
  -3.750  -0.3288   0.04751   0.03924  -0.0370   0.9162   0.1645
  -3.500  -0.3124   0.04501   0.03609  -0.0362   0.9090   0.1669
  -3.250  -0.2772   0.04425   0.03542  -0.0380   0.9008   0.1746
  -3.000  -0.2637   0.04285   0.03346  -0.0362   0.8926   0.1831
  -2.750  -0.2229   0.04189   0.03231  -0.0384   0.8839   0.2003
  -2.500  -0.2118   0.04148   0.03187  -0.0361   0.8743   0.2153
  -2.250  -0.1755   0.04083   0.03125  -0.0372   0.8648   0.2577
  -2.000  -0.1626   0.04061   0.03093  -0.0350   0.8544   0.2910
  -1.750  -0.1354   0.04057   0.03097  -0.0350   0.8438   0.3293
  -1.500  -0.1117   0.04067   0.03126  -0.0344   0.8326   0.3706
  -1.250  -0.0942   0.04072   0.03123  -0.0332   0.8217   0.3963
  -1.000  -0.0502   0.04041   0.03081  -0.0357   0.8105   0.4223
  -0.750  -0.0211   0.04045   0.03074  -0.0364   0.7982   0.4412
  -0.500   0.0088   0.04066   0.03089  -0.0373   0.7862   0.4634
  -0.250   0.0577   0.04064   0.03086  -0.0408   0.7743   0.4955
   0.000   0.0935   0.04071   0.03103  -0.0423   0.7618   0.5301
   0.250   0.1143   0.04099   0.03156  -0.0420   0.7494   0.5686
   0.500   0.3477   0.04002   0.03129  -0.0769   0.7306   1.0000
   0.750   0.3723   0.04087   0.03188  -0.0764   0.7191   1.0000
   1.000   0.4008   0.04151   0.03230  -0.0761   0.7076   1.0000
   1.250   0.3935   0.04323   0.03391  -0.0721   0.6943   1.0000
   1.500   0.4187   0.04407   0.03458  -0.0715   0.6839   1.0000
   1.750   0.4276   0.04537   0.03576  -0.0693   0.6727   1.0000
   2.000   0.4169   0.04723   0.03753  -0.0650   0.6617   1.0000
   2.250   0.4617   0.04756   0.03772  -0.0665   0.6527   1.0000
   2.500   0.4260   0.05026   0.04035  -0.0600   0.6423   1.0000
   2.750   0.4666   0.05085   0.04083  -0.0611   0.6347   1.0000
   3.000   0.4347   0.05363   0.04355  -0.0558   0.6262   1.0000
   3.250   0.4587   0.05471   0.04454  -0.0553   0.6182   1.0000
   3.500   0.4528   0.05692   0.04668  -0.0527   0.6117   1.0000
   3.750   0.4422   0.05938   0.04909  -0.0502   0.6070   1.0000
   4.000   0.4608   0.06088   0.05053  -0.0496   0.6010   1.0000
   4.250   0.4674   0.06288   0.05247  -0.0483   0.5956   1.0000
   4.500   0.4561   0.06554   0.05510  -0.0463   0.5930   1.0000
   4.750   0.4532   0.06815   0.05767  -0.0451   0.5928   1.0000
   5.000   0.4524   0.07075   0.06024  -0.0442   0.5931   1.0000
   5.250   0.4560   0.07339   0.06286  -0.0437   0.5949   1.0000
   5.500   0.4733   0.07623   0.06568  -0.0442   0.5978   1.0000
   5.750   0.3830   0.08271   0.07230  -0.0437   0.6901   1.0000
   6.000   0.3887   0.08463   0.07419  -0.0427   0.6835   1.0000
   6.250   0.4055   0.08664   0.07618  -0.0425   0.6725   1.0000
   6.500   0.4131   0.08879   0.07830  -0.0418   0.6656   1.0000
   6.750   0.4335   0.09108   0.08058  -0.0419   0.6535   1.0000
   7.000   0.4326   0.09264   0.08213  -0.0405   0.6446   1.0000
   7.250   0.4724   0.09674   0.08624  -0.0424   0.6336   1.0000
   7.500   0.4608   0.09701   0.08650  -0.0399   0.6206   1.0000
   7.750   0.4698   0.09935   0.08884  -0.0393   0.6101   1.0000
   8.000   0.5000   0.10287   0.09237  -0.0402   0.5972   1.0000
   8.250   0.5127   0.10482   0.09435  -0.0396   0.5817   1.0000
   8.500   0.5083   0.10618   0.09571  -0.0382   0.5680   1.0000
   8.750   0.5146   0.10862   0.09817  -0.0376   0.5562   1.0000
   9.000   0.5365   0.11201   0.10158  -0.0380   0.5441   1.0000
   9.250   0.5627   0.11534   0.10495  -0.0383   0.5290   1.0000
   9.500   0.5451   0.11638   0.10600  -0.0368   0.5174   1.0000
   9.750   0.5561   0.11956   0.10921  -0.0369   0.5080   1.0000
  10.000   0.5783   0.12284   0.11251  -0.0371   0.4957   1.0000
  10.250   0.5675   0.12509   0.11477  -0.0367   0.4896   1.0000
  10.500   0.5851   0.12821   0.11793  -0.0369   0.4797   1.0000
<< Back to GOE 633 AIRFOIL (goe633-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 633 AIRFOIL (goe633-il)