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

GOE 683 AIRFOIL (goe683-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 683 AIRFOIL (goe683-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.94 at α=-0.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe683-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe683-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 683 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  -0.2229   0.13229   0.12470  -0.0330   1.0000   0.3137
 -11.750  -0.2174   0.13003   0.12250  -0.0326   1.0000   0.3220
 -11.500  -0.2553   0.13091   0.12355  -0.0321   1.0000   0.3285
 -11.250  -0.2126   0.12504   0.11766  -0.0316   1.0000   0.3358
 -11.000  -0.2295   0.12468   0.11743  -0.0304   1.0000   0.3467
 -10.750  -0.2277   0.12170   0.11456  -0.0296   1.0000   0.3513
 -10.500  -0.2142   0.11908   0.11202  -0.0282   1.0000   0.3585
 -10.250  -0.2508   0.12026   0.11341  -0.0246   1.0000   0.3676
 -10.000  -0.2700   0.11952   0.11283  -0.0206   1.0000   0.3706
  -9.750  -0.2653   0.11834   0.11174  -0.0170   1.0000   0.3757
  -9.500  -0.2833   0.11866   0.11218  -0.0130   1.0000   0.3831
  -9.250  -0.3452   0.12081   0.11451  -0.0084   1.0000   0.3891
  -9.000  -0.6741   0.08385   0.07739  -0.0235   1.0000   0.2124
  -8.750  -0.7017   0.08161   0.07517  -0.0188   1.0000   0.2116
  -8.500  -0.7337   0.07898   0.07252  -0.0138   1.0000   0.2106
  -8.250  -0.7604   0.07500   0.06840  -0.0108   0.9957   0.2095
  -8.000  -0.7800   0.07025   0.06334  -0.0091   0.9862   0.2091
  -7.750  -0.7950   0.06594   0.05864  -0.0068   0.9767   0.2095
  -7.500  -0.8093   0.06229   0.05454  -0.0034   0.9668   0.2108
  -7.250  -0.8212   0.05926   0.05101   0.0007   0.9572   0.2124
  -7.000  -0.7765   0.05791   0.04983  -0.0033   0.9471   0.2191
  -6.750  -0.7730   0.05598   0.04766  -0.0007   0.9366   0.2227
  -6.500  -0.7694   0.05393   0.04518   0.0020   0.9273   0.2274
  -6.250  -0.7663   0.05210   0.04295   0.0052   0.9177   0.2320
  -6.000  -0.7385   0.05124   0.04216   0.0044   0.9076   0.2396
  -5.750  -0.7292   0.04987   0.04038   0.0069   0.8979   0.2472
  -5.500  -0.7095   0.04897   0.03949   0.0077   0.8883   0.2560
  -5.250  -0.6958   0.04801   0.03819   0.0097   0.8787   0.2669
  -5.000  -0.6739   0.04730   0.03758   0.0102   0.8693   0.2795
  -4.750  -0.6569   0.04653   0.03673   0.0116   0.8598   0.2953
  -4.500  -0.6364   0.04591   0.03605   0.0126   0.8511   0.3144
  -4.250  -0.6260   0.04545   0.03555   0.0152   0.8419   0.3325
  -4.000  -0.5929   0.04511   0.03527   0.0142   0.8331   0.3581
  -3.750  -0.5916   0.04497   0.03508   0.0180   0.8245   0.3727
  -3.500  -0.5552   0.04485   0.03504   0.0165   0.8162   0.3986
  -3.250  -0.5521   0.04491   0.03505   0.0198   0.8080   0.4133
  -3.000  -0.5302   0.04495   0.03516   0.0204   0.7996   0.4356
  -2.750  -0.5029   0.04515   0.03547   0.0203   0.7921   0.4645
  -2.500  -0.4991   0.04538   0.03577   0.0232   0.7854   0.4845
  -2.250  -0.4577   0.04543   0.03599   0.0206   0.7768   0.5217
  -2.000  -0.4340   0.04565   0.03633   0.0203   0.7692   0.5572
  -1.750  -0.3997   0.04575   0.03679   0.0178   0.7617   0.6041
  -1.500  -0.0232   0.05053   0.04255  -0.0359   0.7366   0.8666
  -1.250   0.0737   0.05337   0.04511  -0.0474   0.7258   0.9212
  -1.000   0.3360   0.05187   0.04304  -0.0835   0.7149   0.9748
  -0.750   0.3856   0.05254   0.04361  -0.0918   0.7041   1.0000
  -0.500   0.3593   0.05366   0.04466  -0.0863   0.6973   1.0000
  -0.250   0.4162   0.05239   0.04316  -0.0907   0.6926   1.0000
   0.000   0.2762   0.05743   0.04832  -0.0719   0.6865   1.0000
   0.250   0.2452   0.05910   0.04991  -0.0660   0.6816   1.0000
   0.500   0.2547   0.05983   0.05051  -0.0643   0.6760   1.0000
   0.750   0.2716   0.06069   0.05122  -0.0635   0.6712   1.0000
   1.000   0.2335   0.06304   0.05352  -0.0572   0.6692   1.0000
   1.250   0.2121   0.06500   0.05541  -0.0527   0.6675   1.0000
   1.500   0.1990   0.06685   0.05719  -0.0492   0.6665   1.0000
   1.750   0.1927   0.06878   0.05904  -0.0466   0.6677   1.0000
   2.000   0.1939   0.07078   0.06096  -0.0450   0.6699   1.0000
   2.250   0.2034   0.07286   0.06297  -0.0443   0.6727   1.0000
   2.500   0.0541   0.07773   0.06804  -0.0318   0.7877   1.0000
   2.750   0.0746   0.07943   0.06963  -0.0320   0.7775   1.0000
   3.000   0.0858   0.08119   0.07129  -0.0311   0.7710   1.0000
   3.250   0.0965   0.08211   0.07213  -0.0298   0.7583   1.0000
   3.500   0.1273   0.08544   0.07536  -0.0316   0.7530   1.0000
   3.750   0.1147   0.08488   0.07474  -0.0273   0.7413   1.0000
   4.000   0.1455   0.08777   0.07754  -0.0289   0.7343   1.0000
   4.250   0.1373   0.08805   0.07776  -0.0255   0.7249   1.0000
   4.500   0.1608   0.09015   0.07979  -0.0260   0.7158   1.0000
   4.750   0.1707   0.09214   0.08172  -0.0251   0.7102   1.0000
   5.000   0.1745   0.09283   0.08236  -0.0232   0.6991   1.0000
   5.250   0.2049   0.09604   0.08551  -0.0246   0.6936   1.0000
   5.500   0.1939   0.09621   0.08564  -0.0213   0.6851   1.0000
   5.750   0.2136   0.09818   0.08756  -0.0213   0.6762   1.0000
   6.000   0.2451   0.10216   0.09149  -0.0230   0.6720   1.0000
   6.250   0.2268   0.10118   0.09048  -0.0189   0.6610   1.0000
   6.500   0.2497   0.10374   0.09300  -0.0194   0.6549   1.0000
   6.750   0.2703   0.10706   0.09628  -0.0199   0.6514   1.0000
   7.000   0.2580   0.10653   0.09573  -0.0167   0.6404   1.0000
   7.250   0.2842   0.10942   0.09860  -0.0175   0.6342   1.0000
   7.500   0.2870   0.11121   0.10037  -0.0162   0.6293   1.0000
   7.750   0.2894   0.11205   0.10120  -0.0147   0.6196   1.0000
   8.000   0.3123   0.11489   0.10403  -0.0153   0.6145   1.0000
   8.250   0.3246   0.11774   0.10686  -0.0151   0.6106   1.0000
   8.500   0.3185   0.11774   0.10686  -0.0129   0.6000   1.0000
   8.750   0.3439   0.12091   0.11003  -0.0136   0.5941   1.0000
   9.000   0.3502   0.12326   0.11238  -0.0130   0.5902   1.0000
   9.250   0.3474   0.12367   0.11279  -0.0114   0.5800   1.0000
   9.500   0.3744   0.12718   0.11633  -0.0122   0.5740   1.0000
<< Back to GOE 683 AIRFOIL (goe683-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 683 AIRFOIL (goe683-il)