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

GOE 610 B AIRFOIL (goe610b-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 610 B AIRFOIL (goe610b-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 37.44 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe610b-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe610b-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 610 B 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.3129   0.12393   0.11676  -0.0325   1.0000   0.1080
  -9.750  -0.3202   0.12405   0.11701  -0.0341   1.0000   0.1095
  -9.500  -0.3300   0.12443   0.11752  -0.0355   1.0000   0.1100
  -9.250  -0.3014   0.11498   0.10799  -0.0330   1.0000   0.1152
  -9.000  -0.2990   0.11253   0.10561  -0.0329   1.0000   0.1191
  -8.750  -0.3036   0.11139   0.10459  -0.0334   1.0000   0.1223
  -8.500  -0.3156   0.11154   0.10490  -0.0338   1.0000   0.1236
  -8.250  -0.3327   0.11201   0.10556  -0.0333   1.0000   0.1241
  -8.000  -0.3009   0.10336   0.09684  -0.0314   1.0000   0.1304
  -7.750  -0.3069   0.10183   0.09543  -0.0302   1.0000   0.1343
  -7.500  -0.3224   0.10150   0.09526  -0.0284   1.0000   0.1365
  -7.250  -0.3410   0.10173   0.09567  -0.0275   1.0000   0.1377
  -7.000  -0.3591   0.10232   0.09639  -0.0279   1.0000   0.1384
  -6.750  -0.3429   0.09568   0.08978  -0.0221   1.0000   0.1454
  -6.500  -0.3539   0.09464   0.08884  -0.0207   1.0000   0.1496
  -6.250  -0.3691   0.09500   0.08928  -0.0224   1.0000   0.1525
  -5.500  -0.3763   0.08951   0.08391  -0.0229   1.0000   0.1677
  -5.000  -0.3755   0.08318   0.07771  -0.0178   1.0000   0.1810
  -4.500  -0.3672   0.07918   0.07366  -0.0210   1.0000   0.1978
  -4.250  -0.3688   0.07548   0.07009  -0.0160   1.0000   0.2035
  -4.000  -0.3629   0.07317   0.06776  -0.0168   1.0000   0.2165
  -3.750  -0.3572   0.07078   0.06537  -0.0165   1.0000   0.2323
  -3.500  -0.3507   0.06842   0.06301  -0.0160   1.0000   0.2499
  -3.250  -0.3396   0.06628   0.06080  -0.0176   1.0000   0.2745
  -3.000  -0.3341   0.06364   0.05819  -0.0154   1.0000   0.2941
  -2.750  -0.3266   0.06128   0.05584  -0.0143   1.0000   0.3237
  -2.500  -0.3130   0.05867   0.05323  -0.0132   0.9959   0.3734
  -2.000  -0.3046   0.05329   0.04809  -0.0022   0.9842   0.5188
  -1.750  -0.2979   0.05090   0.04575   0.0020   0.9787   0.5767
  -1.500  -0.2887   0.04833   0.04323   0.0056   0.9739   0.6228
  -1.250  -0.2739   0.04575   0.04068   0.0081   0.9693   0.6599
  -1.000  -0.2560   0.04347   0.03836   0.0084   0.9641   0.6894
  -0.750  -0.0391   0.04339   0.03622  -0.0486   0.9540   0.4120
  -0.500   0.0319   0.04322   0.03462  -0.0586   0.9485   0.2726
  -0.250   0.0700   0.04209   0.03304  -0.0609   0.9441   0.2369
   0.000   0.1071   0.04175   0.03201  -0.0627   0.9395   0.2120
   0.250   0.1315   0.04103   0.03111  -0.0629   0.9350   0.2045
   0.500   0.1598   0.04078   0.03055  -0.0637   0.9312   0.2030
   0.750   0.1929   0.04075   0.03021  -0.0652   0.9274   0.2021
   1.000   0.2138   0.04082   0.02998  -0.0646   0.9234   0.1989
   1.250   0.2395   0.04103   0.02991  -0.0650   0.9195   0.1978
   1.500   0.2793   0.04125   0.02989  -0.0677   0.9138   0.1995
   1.750   0.3102   0.04144   0.02999  -0.0690   0.9048   0.2061
   2.000   0.3532   0.04162   0.03011  -0.0718   0.8907   0.2193
   2.250   0.3962   0.04173   0.03021  -0.0744   0.8749   0.2329
   2.500   0.4355   0.04187   0.03043  -0.0764   0.8605   0.2580
   2.750   0.4896   0.04057   0.03065  -0.0812   0.8486   1.0000
   3.000   0.5294   0.04146   0.03102  -0.0829   0.8371   1.0000
   3.250   0.5499   0.04235   0.03177  -0.0823   0.8249   1.0000
   3.500   0.5735   0.04327   0.03257  -0.0821   0.8120   1.0000
   3.750   0.5998   0.04417   0.03341  -0.0822   0.7984   1.0000
   4.000   0.6280   0.04501   0.03421  -0.0825   0.7838   1.0000
   4.250   0.6567   0.04581   0.03502  -0.0827   0.7685   1.0000
   4.500   0.6855   0.04658   0.03582  -0.0829   0.7529   1.0000
   4.750   0.7162   0.04725   0.03652  -0.0832   0.7367   1.0000
   5.000   0.7490   0.04780   0.03714  -0.0835   0.7203   1.0000
   5.250   0.7837   0.04821   0.03767  -0.0839   0.7043   1.0000
   5.500   0.8093   0.04890   0.03845  -0.0833   0.6869   1.0000
   5.750   0.8232   0.05016   0.03979  -0.0817   0.6681   1.0000
   6.000   0.8480   0.05092   0.04067  -0.0810   0.6511   1.0000
   6.250   0.8771   0.05128   0.04116  -0.0804   0.6347   1.0000
   6.500   0.9100   0.05120   0.04123  -0.0797   0.6187   1.0000
   6.750   0.9417   0.05106   0.04125  -0.0787   0.6033   1.0000
   7.000   0.9745   0.05066   0.04107  -0.0776   0.5882   1.0000
   7.250   1.0091   0.04995   0.04057  -0.0764   0.5735   1.0000
   7.500   1.0344   0.05010   0.04090  -0.0749   0.5590   1.0000
   7.750   1.0669   0.04954   0.04062  -0.0736   0.5444   1.0000
   8.000   1.1131   0.04764   0.03903  -0.0727   0.5288   1.0000
   8.250   1.1829   0.04362   0.03545  -0.0729   0.5111   1.0000
   8.500   1.2042   0.04339   0.03548  -0.0704   0.4904   1.0000
   8.750   1.2701   0.03733   0.02961  -0.0685   0.4493   1.0000
   9.000   1.2823   0.03498   0.02725  -0.0630   0.4049   1.0000
   9.250   1.2838   0.03429   0.02625  -0.0572   0.3572   1.0000
   9.500   1.2816   0.03536   0.02674  -0.0520   0.3037   1.0000
   9.750   1.2680   0.03741   0.02846  -0.0463   0.2589   1.0000
  10.000   1.2503   0.03970   0.03056  -0.0409   0.2213   1.0000
  10.250   1.2358   0.04223   0.03269  -0.0366   0.1878   1.0000
  10.500   1.2288   0.04501   0.03516  -0.0333   0.1587   1.0000
  10.750   1.2490   0.04788   0.03762  -0.0316   0.1298   1.0000
  11.000   1.3175   0.05259   0.04211  -0.0346   0.1055   1.0000
  11.250   1.3335   0.05600   0.04600  -0.0333   0.0996   1.0000
  11.500   1.3730   0.06165   0.05173  -0.0353   0.0935   1.0000
  11.750   1.3630   0.06449   0.05504  -0.0315   0.0923   1.0000
  12.000   1.3495   0.06755   0.05849  -0.0278   0.0912   1.0000
  12.250   1.3349   0.07098   0.06227  -0.0248   0.0904   1.0000
  12.500   1.3184   0.07475   0.06636  -0.0225   0.0901   1.0000
  12.750   1.2987   0.07889   0.07079  -0.0208   0.0900   1.0000
  13.000   1.2768   0.08358   0.07575  -0.0200   0.0903   1.0000
  13.250   1.2529   0.08879   0.08120  -0.0200   0.0907   1.0000
  13.500   1.2303   0.09457   0.08718  -0.0209   0.0916   1.0000
  13.750   1.2055   0.10099   0.09376  -0.0226   0.0923   1.0000
  14.000   1.1829   0.10793   0.10083  -0.0250   0.0930   1.0000
  14.250   1.1655   0.11508   0.10807  -0.0276   0.0937   1.0000
  14.500   1.0201   0.15164   0.14456  -0.0562   0.1184   1.0000
  14.750   1.0164   0.15875   0.15164  -0.0591   0.1199   1.0000
  15.000   1.0197   0.16487   0.15780  -0.0608   0.1220   1.0000
  15.250   0.7683   0.18006   0.17347  -0.0683   0.2453   1.0000
  15.500   0.7549   0.18137   0.17479  -0.0705   0.2437   1.0000
<< Back to GOE 610 B AIRFOIL (goe610b-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 610 B AIRFOIL (goe610b-il)