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

GOE 654 AIRFOIL (goe654-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 654 AIRFOIL (goe654-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10 at α=1.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe654-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe654-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 654 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.2121   0.11745   0.11114  -0.0324   1.0000   0.2139
  -9.250  -0.2097   0.11538   0.10917  -0.0311   1.0000   0.2214
  -9.000  -0.2392   0.11678   0.11080  -0.0300   1.0000   0.2261
  -8.750  -0.2240   0.11237   0.10646  -0.0277   1.0000   0.2318
  -8.500  -0.2323   0.11150   0.10574  -0.0246   1.0000   0.2384
  -8.250  -0.2646   0.11293   0.10738  -0.0209   1.0000   0.2423
  -8.000  -0.3007   0.11468   0.10934  -0.0170   1.0000   0.2434
  -7.750  -0.2949   0.11165   0.10640  -0.0139   1.0000   0.2483
  -7.500  -0.3058   0.11119   0.10605  -0.0106   1.0000   0.2538
  -7.250  -0.3341   0.11205   0.10707  -0.0076   1.0000   0.2583
  -7.000  -0.3763   0.11399   0.10915  -0.0094   0.9936   0.2614
  -6.750  -0.3442   0.10948   0.10461  -0.0137   0.9839   0.2782
  -6.500  -0.3116   0.10504   0.10014  -0.0173   0.9738   0.2944
  -6.250  -0.2873   0.10141   0.09650  -0.0205   0.9631   0.3108
  -6.000  -0.2692   0.09839   0.09349  -0.0232   0.9524   0.3276
  -5.750  -0.2646   0.09642   0.09153  -0.0265   0.9412   0.3461
  -5.500  -0.2577   0.09425   0.08938  -0.0272   0.9292   0.3635
  -5.250  -0.2140   0.08962   0.08472  -0.0276   0.9217   0.3859
  -5.000  -0.2060   0.08793   0.08304  -0.0284   0.9113   0.4145
  -4.750  -0.2083   0.08638   0.08155  -0.0264   0.9001   0.4347
  -4.250  -0.1519   0.08045   0.07559  -0.0257   0.8826   0.4954
  -4.000  -0.1356   0.07845   0.07359  -0.0248   0.8742   0.5367
  -3.500  -0.1424   0.05878   0.05201  -0.0740   0.8521   0.1909
  -3.250  -0.1017   0.05437   0.04706  -0.0782   0.8440   0.1709
  -3.000  -0.0801   0.05199   0.04376  -0.0789   0.8340   0.1586
  -2.750  -0.0331   0.04933   0.04074  -0.0822   0.8255   0.1568
  -2.500  -0.0209   0.04857   0.03971  -0.0806   0.8143   0.1564
  -2.250   0.0168   0.04708   0.03779  -0.0821   0.8052   0.1568
  -2.000   0.0439   0.04614   0.03652  -0.0821   0.7947   0.1569
  -1.750   0.0689   0.04557   0.03565  -0.0817   0.7843   0.1576
  -1.500   0.1147   0.04426   0.03409  -0.0837   0.7753   0.1612
  -1.250   0.1274   0.04445   0.03427  -0.0821   0.7637   0.1659
  -1.000   0.1666   0.04383   0.03347  -0.0830   0.7539   0.1772
  -0.750   0.1964   0.04360   0.03318  -0.0831   0.7431   0.1899
  -0.500   0.2163   0.04378   0.03337  -0.0821   0.7318   0.2062
  -0.250   0.3089   0.03899   0.03136  -0.0886   0.7244   1.0000
   0.000   0.3097   0.04044   0.03252  -0.0855   0.7115   1.0000
   0.250   0.3305   0.04138   0.03310  -0.0848   0.7005   1.0000
   0.500   0.3727   0.04155   0.03288  -0.0861   0.6908   1.0000
   0.750   0.3694   0.04339   0.03456  -0.0831   0.6779   1.0000
   1.000   0.3895   0.04447   0.03541  -0.0824   0.6676   1.0000
   1.250   0.4201   0.04509   0.03578  -0.0826   0.6579   1.0000
   1.500   0.4135   0.04738   0.03797  -0.0798   0.6462   1.0000
   1.750   0.4693   0.04692   0.03721  -0.0818   0.6393   1.0000
   2.000   0.4400   0.05053   0.04080  -0.0778   0.6277   1.0000
   2.250   0.4673   0.05152   0.04160  -0.0778   0.6200   1.0000
   2.500   0.4600   0.05420   0.04422  -0.0758   0.6108   1.0000
   2.750   0.4873   0.05530   0.04515  -0.0758   0.6038   1.0000
   3.000   0.4675   0.05890   0.04873  -0.0737   0.5974   1.0000
   3.250   0.4993   0.05986   0.04954  -0.0740   0.5908   1.0000
   3.500   0.4901   0.06304   0.05267  -0.0726   0.5854   1.0000
   3.750   0.4828   0.06618   0.05578  -0.0716   0.5819   1.0000
   4.000   0.4823   0.06915   0.05870  -0.0712   0.5803   1.0000
   4.250   0.4830   0.07209   0.06160  -0.0708   0.5796   1.0000
   4.500   0.4804   0.07535   0.06483  -0.0707   0.5819   1.0000
   4.750   0.4901   0.07861   0.06805  -0.0714   0.5871   1.0000
   5.000   0.4025   0.08744   0.07719  -0.0731   0.6911   1.0000
   5.250   0.4043   0.08898   0.07868  -0.0719   0.6819   1.0000
   5.500   0.4333   0.09196   0.08156  -0.0733   0.6738   1.0000
   5.750   0.4316   0.09334   0.08290  -0.0718   0.6644   1.0000
   6.000   0.4672   0.09692   0.08639  -0.0737   0.6562   1.0000
   6.250   0.4613   0.09780   0.08725  -0.0718   0.6447   1.0000
   6.500   0.4993   0.10205   0.09142  -0.0740   0.6388   1.0000
   6.750   0.4895   0.10249   0.09185  -0.0719   0.6267   1.0000
   7.000   0.5049   0.10532   0.09464  -0.0722   0.6196   1.0000
   7.250   0.5221   0.10756   0.09685  -0.0723   0.6080   1.0000
   7.500   0.5231   0.10950   0.09877  -0.0715   0.5991   1.0000
   7.750   0.5520   0.11285   0.10210  -0.0726   0.5904   1.0000
   8.000   0.5471   0.11427   0.10352  -0.0715   0.5798   1.0000
   8.250   0.5845   0.11866   0.10788  -0.0732   0.5728   1.0000
   8.500   0.5707   0.11928   0.10852  -0.0716   0.5619   1.0000
   8.750   0.6104   0.12427   0.11350  -0.0735   0.5558   1.0000
   9.000   0.5939   0.12446   0.11370  -0.0719   0.5441   1.0000
   9.250   0.6231   0.12892   0.11815  -0.0731   0.5383   1.0000
   9.500   0.6143   0.12972   0.11898  -0.0722   0.5273   1.0000
   9.750   0.6473   0.13467   0.12394  -0.0735   0.5217   1.0000
  10.000   0.6343   0.13502   0.12431  -0.0725   0.5103   1.0000
  10.250   0.6713   0.14052   0.12983  -0.0740   0.5050   1.0000
  10.500   0.6508   0.14037   0.12970  -0.0731   0.4952   1.0000
  10.750   0.6817   0.14498   0.13434  -0.0741   0.4891   1.0000
<< Back to GOE 654 AIRFOIL (goe654-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 654 AIRFOIL (goe654-il)