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

GOE 681 AIRFOIL (goe681-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 681 AIRFOIL (goe681-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.71 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe681-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe681-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 681 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.2661   0.12633   0.11981  -0.0209   1.0000   0.2558
  -9.000  -0.3020   0.12782   0.12145  -0.0187   1.0000   0.2602
  -8.750  -0.3461   0.12950   0.12331  -0.0167   1.0000   0.2617
  -8.500  -0.3118   0.12333   0.11713  -0.0149   1.0000   0.2646
  -8.250  -0.3074   0.12116   0.11500  -0.0127   1.0000   0.2682
  -8.000  -0.3138   0.11985   0.11376  -0.0107   1.0000   0.2734
  -7.750  -0.3415   0.11990   0.11393  -0.0088   1.0000   0.2795
  -7.500  -0.4001   0.12182   0.11602  -0.0067   1.0000   0.2818
  -7.250  -0.3590   0.11592   0.11011  -0.0053   1.0000   0.2861
  -7.000  -0.3559   0.11395   0.10819  -0.0033   1.0000   0.2914
  -6.750  -0.3770   0.11320   0.10752  -0.0012   1.0000   0.2987
  -6.500  -0.4396   0.11436   0.10884   0.0017   1.0000   0.3023
  -6.250  -0.4089   0.10963   0.10412   0.0027   1.0000   0.3069
  -6.000  -0.4054   0.10752   0.10206   0.0046   1.0000   0.3125
  -5.750  -0.4380   0.10684   0.10148   0.0076   1.0000   0.3203
  -5.500  -0.5019   0.10625   0.10102   0.0099   1.0000   0.3245
  -5.250  -0.5733   0.07429   0.06801  -0.0184   1.0000   0.1700
  -5.000  -0.5692   0.07084   0.06447  -0.0180   1.0000   0.1688
  -4.750  -0.5647   0.06698   0.06044  -0.0180   1.0000   0.1671
  -4.500  -0.5389   0.06151   0.05453  -0.0230   0.9922   0.1653
  -4.250  -0.5156   0.05687   0.04936  -0.0262   0.9846   0.1654
  -4.000  -0.4911   0.05290   0.04463  -0.0287   0.9769   0.1693
  -3.750  -0.4572   0.05201   0.04369  -0.0311   0.9673   0.1759
  -3.500  -0.4336   0.05009   0.04132  -0.0319   0.9585   0.1838
  -3.250  -0.4040   0.04909   0.04020  -0.0332   0.9485   0.1934
  -3.000  -0.3662   0.04851   0.03941  -0.0356   0.9375   0.2118
  -2.750  -0.3465   0.04765   0.03844  -0.0351   0.9268   0.2296
  -2.500  -0.3169   0.04733   0.03799  -0.0358   0.9148   0.2572
  -2.250  -0.2813   0.04743   0.03818  -0.0374   0.9013   0.2904
  -2.000  -0.2568   0.04736   0.03803  -0.0373   0.8879   0.3226
  -1.750  -0.2318   0.04702   0.03775  -0.0371   0.8738   0.3484
  -1.500  -0.1991   0.04686   0.03760  -0.0380   0.8594   0.3750
  -1.250  -0.1545   0.04688   0.03747  -0.0405   0.8451   0.4065
  -1.000  -0.1330   0.04674   0.03731  -0.0399   0.8303   0.4277
  -0.750  -0.1072   0.04677   0.03733  -0.0398   0.8151   0.4508
  -0.500  -0.0735   0.04683   0.03747  -0.0405   0.8005   0.4774
  -0.250  -0.0223   0.04685   0.03745  -0.0436   0.7865   0.5143
   0.000  -0.0017   0.04690   0.03760  -0.0429   0.7701   0.5399
   0.250   0.0260   0.04697   0.03780  -0.0430   0.7542   0.5743
   0.500   0.0611   0.04674   0.03795  -0.0437   0.7393   0.6293
   0.750   0.2011   0.04610   0.03804  -0.0626   0.7190   1.0000
   1.000   0.2637   0.04581   0.03725  -0.0665   0.7071   1.0000
   1.250   0.2743   0.04656   0.03779  -0.0642   0.6899   1.0000
   1.500   0.2867   0.04741   0.03846  -0.0623   0.6734   1.0000
   1.750   0.3043   0.04817   0.03904  -0.0609   0.6578   1.0000
   2.000   0.3714   0.04704   0.03764  -0.0640   0.6493   1.0000
   2.250   0.3725   0.04837   0.03886  -0.0610   0.6324   1.0000
   2.500   0.3754   0.04985   0.04023  -0.0584   0.6168   1.0000
   2.750   0.3904   0.05088   0.04113  -0.0569   0.6033   1.0000
   3.000   0.4366   0.05023   0.04032  -0.0576   0.5942   1.0000
   3.250   0.4264   0.05275   0.04277  -0.0546   0.5792   1.0000
   3.500   0.4927   0.05075   0.04060  -0.0562   0.5737   1.0000
   3.750   0.4654   0.05461   0.04442  -0.0526   0.5581   1.0000
   4.000   0.4532   0.05783   0.04759  -0.0503   0.5464   1.0000
   4.250   0.4872   0.05793   0.04759  -0.0501   0.5387   1.0000
   4.500   0.4648   0.06211   0.05174  -0.0479   0.5279   1.0000
   4.750   0.4950   0.06254   0.05208  -0.0475   0.5204   1.0000
   5.000   0.4813   0.06648   0.05599  -0.0462   0.5129   1.0000
   5.250   0.4698   0.07029   0.05977  -0.0452   0.5065   1.0000
   5.500   0.5085   0.07039   0.05978  -0.0451   0.5006   1.0000
   5.750   0.4867   0.07518   0.06456  -0.0441   0.4957   1.0000
   6.000   0.4706   0.07960   0.06898  -0.0437   0.4931   1.0000
   6.250   0.4643   0.08359   0.07296  -0.0436   0.4935   1.0000
   6.500   0.4627   0.08734   0.07670  -0.0438   0.4949   1.0000
   6.750   0.4676   0.09082   0.08016  -0.0441   0.4968   1.0000
   7.000   0.4820   0.09407   0.08339  -0.0447   0.4987   1.0000
   7.250   0.3694   0.10537   0.09497  -0.0476   0.5972   1.0000
   7.500   0.4005   0.10924   0.09878  -0.0491   0.5930   1.0000
   7.750   0.3892   0.11031   0.09984  -0.0476   0.5878   1.0000
   8.000   0.3999   0.11221   0.10170  -0.0473   0.5791   1.0000
   8.250   0.4303   0.11606   0.10551  -0.0487   0.5745   1.0000
   8.500   0.4245   0.11761   0.10704  -0.0477   0.5702   1.0000
   8.750   0.4294   0.11915   0.10858  -0.0472   0.5617   1.0000
   9.000   0.4559   0.12265   0.11204  -0.0482   0.5565   1.0000
   9.250   0.4589   0.12492   0.11429  -0.0479   0.5522   1.0000
   9.500   0.4624   0.12620   0.11557  -0.0474   0.5425   1.0000
   9.750   0.4886   0.12990   0.11925  -0.0484   0.5378   1.0000
  10.000   0.4921   0.13227   0.12162  -0.0483   0.5340   1.0000
  10.250   0.4928   0.13332   0.12267  -0.0478   0.5245   1.0000
  10.500   0.5190   0.13707   0.12641  -0.0487   0.5193   1.0000
<< Back to GOE 681 AIRFOIL (goe681-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 681 AIRFOIL (goe681-il)