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

GOE 645 AIRFOIL (goe645-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 645 AIRFOIL (goe645-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.49 at α=2°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe645-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe645-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 645 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  -0.2296   0.12842   0.12120  -0.0306   1.0000   0.2320
 -10.750  -0.2301   0.12671   0.11956  -0.0307   1.0000   0.2392
 -10.500  -0.2593   0.12863   0.12164  -0.0317   1.0000   0.2423
 -10.250  -0.2220   0.12087   0.11386  -0.0304   1.0000   0.2479
 -10.000  -0.2188   0.11858   0.11164  -0.0299   1.0000   0.2544
  -9.750  -0.2438   0.11954   0.11276  -0.0302   1.0000   0.2592
  -9.500  -0.2284   0.11458   0.10786  -0.0294   1.0000   0.2622
  -9.250  -0.2154   0.11132   0.10464  -0.0282   1.0000   0.2695
  -9.000  -0.2338   0.11123   0.10472  -0.0272   1.0000   0.2758
  -8.750  -0.2718   0.11290   0.10664  -0.0253   1.0000   0.2774
  -8.500  -0.2300   0.10586   0.09956  -0.0238   1.0000   0.2840
  -8.250  -0.2412   0.10496   0.09880  -0.0209   1.0000   0.2892
  -8.000  -0.2732   0.10596   0.09999  -0.0170   1.0000   0.2933
  -7.750  -0.3158   0.10779   0.10204  -0.0127   1.0000   0.2948
  -7.500  -0.3572   0.10918   0.10362  -0.0086   1.0000   0.2954
  -7.250  -0.3195   0.10302   0.09743  -0.0076   1.0000   0.2999
  -7.000  -0.3286   0.10191   0.09641  -0.0048   1.0000   0.3043
  -6.750  -0.3506   0.10159   0.09621  -0.0019   1.0000   0.3083
  -6.500  -0.3891   0.10222   0.09699   0.0016   1.0000   0.3115
  -6.250  -0.4098   0.10066   0.09552  -0.0014   0.9927   0.3143
  -6.000  -0.4446   0.07766   0.07215  -0.0309   0.9817   0.1941
  -5.750  -0.4239   0.06992   0.06416  -0.0402   0.9698   0.1913
  -5.500  -0.4059   0.06174   0.05557  -0.0489   0.9582   0.1915
  -5.250  -0.3748   0.05926   0.05302  -0.0519   0.9456   0.1984
  -5.000  -0.3492   0.05155   0.04448  -0.0602   0.9351   0.2092
  -4.750  -0.3104   0.04969   0.04241  -0.0636   0.9232   0.2260
  -4.500  -0.2837   0.04876   0.04139  -0.0644   0.9098   0.2434
  -4.250  -0.2551   0.04863   0.04129  -0.0646   0.8968   0.2632
  -4.000  -0.2215   0.04842   0.04104  -0.0656   0.8849   0.2865
  -3.750  -0.1895   0.04763   0.04002  -0.0672   0.8731   0.3105
  -3.500  -0.1691   0.04728   0.03951  -0.0669   0.8604   0.3309
  -3.250  -0.1368   0.04672   0.03884  -0.0680   0.8497   0.3511
  -3.000  -0.1085   0.04598   0.03800  -0.0686   0.8384   0.3636
  -2.750  -0.0874   0.04524   0.03708  -0.0687   0.8270   0.3735
  -2.500  -0.0435   0.04410   0.03567  -0.0718   0.8179   0.3899
  -2.250  -0.0329   0.04402   0.03546  -0.0703   0.8060   0.3992
  -2.000   0.0061   0.04327   0.03453  -0.0723   0.7972   0.4156
  -1.750   0.0208   0.04328   0.03444  -0.0712   0.7860   0.4289
  -1.500   0.0467   0.04316   0.03420  -0.0713   0.7764   0.4462
  -1.250   0.0727   0.04310   0.03403  -0.0716   0.7666   0.4633
  -1.000   0.0919   0.04340   0.03423  -0.0710   0.7569   0.4797
  -0.750   0.1224   0.04333   0.03412  -0.0713   0.7475   0.4998
  -0.500   0.1328   0.04408   0.03480  -0.0698   0.7377   0.5153
  -0.250   0.1681   0.04393   0.03465  -0.0703   0.7287   0.5399
   0.000   0.1747   0.04495   0.03564  -0.0685   0.7182   0.5563
   0.250   0.2214   0.04456   0.03519  -0.0704   0.7096   0.5878
   0.500   0.2215   0.04592   0.03653  -0.0682   0.6983   0.6027
   0.750   0.2829   0.04489   0.03552  -0.0714   0.6902   0.6396
   1.000   0.2742   0.04666   0.03738  -0.0685   0.6780   0.6548
   1.250   0.3042   0.04682   0.03774  -0.0688   0.6682   0.6946
   1.500   0.3333   0.04670   0.03819  -0.0687   0.6579   0.7760
   1.750   0.3818   0.04782   0.03928  -0.0750   0.6445   1.0000
   2.000   0.4486   0.04728   0.03821  -0.0792   0.6360   1.0000
   2.250   0.4337   0.05002   0.04083  -0.0762   0.6236   1.0000
   2.500   0.4454   0.05172   0.04235  -0.0753   0.6135   1.0000
   2.750   0.4757   0.05245   0.04287  -0.0754   0.6042   1.0000
   3.000   0.4669   0.05527   0.04561  -0.0734   0.5938   1.0000
   3.250   0.5075   0.05553   0.04570  -0.0740   0.5858   1.0000
   3.500   0.4861   0.05925   0.04938  -0.0717   0.5761   1.0000
   3.750   0.5249   0.05965   0.04964  -0.0721   0.5684   1.0000
   4.000   0.5036   0.06355   0.05351  -0.0703   0.5598   1.0000
   4.250   0.5212   0.06533   0.05521  -0.0700   0.5529   1.0000
   4.500   0.5369   0.06750   0.05730  -0.0698   0.5477   1.0000
   4.750   0.5184   0.07177   0.06156  -0.0691   0.5455   1.0000
   5.000   0.5122   0.07537   0.06514  -0.0689   0.5446   1.0000
   5.250   0.5109   0.07877   0.06852  -0.0689   0.5450   1.0000
   5.500   0.5181   0.08205   0.07177  -0.0693   0.5473   1.0000
   5.750   0.4152   0.09257   0.08256  -0.0726   0.6579   1.0000
   6.000   0.4492   0.09672   0.08662  -0.0747   0.6545   1.0000
   6.250   0.4312   0.09675   0.08666  -0.0719   0.6454   1.0000
   6.500   0.4587   0.09981   0.08966  -0.0730   0.6387   1.0000
   6.750   0.4583   0.10148   0.09130  -0.0720   0.6314   1.0000
   7.000   0.4763   0.10384   0.09362  -0.0723   0.6229   1.0000
   7.250   0.5109   0.10832   0.09806  -0.0742   0.6192   1.0000
   7.500   0.4930   0.10821   0.09795  -0.0718   0.6096   1.0000
   7.750   0.5204   0.11159   0.10131  -0.0729   0.6034   1.0000
   8.000   0.5170   0.11303   0.10274  -0.0719   0.5947   1.0000
   8.250   0.5442   0.11626   0.10597  -0.0728   0.5861   1.0000
   8.500   0.5414   0.11773   0.10744  -0.0719   0.5762   1.0000
   8.750   0.5791   0.12215   0.11186  -0.0733   0.5664   1.0000
   9.000   0.5875   0.12349   0.11320  -0.0726   0.5508   1.0000
   9.250   0.5863   0.12480   0.11453  -0.0717   0.5369   1.0000
<< Back to GOE 645 AIRFOIL (goe645-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 645 AIRFOIL (goe645-il)