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

GOE 611 AIRFOIL (goe611-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 611 AIRFOIL (goe611-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.03 at α=3.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe611-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe611-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 611 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.2581   0.13223   0.12567  -0.0409   1.0000   0.1277
 -10.250  -0.2732   0.13240   0.12599  -0.0408   1.0000   0.1297
 -10.000  -0.2933   0.13307   0.12683  -0.0402   1.0000   0.1304
  -9.750  -0.2678   0.12581   0.11956  -0.0374   1.0000   0.1358
  -9.500  -0.2731   0.12420   0.11805  -0.0354   1.0000   0.1401
  -9.250  -0.2876   0.12369   0.11767  -0.0335   1.0000   0.1434
  -9.000  -0.3095   0.12406   0.11819  -0.0314   1.0000   0.1452
  -8.750  -0.3344   0.12463   0.11890  -0.0292   1.0000   0.1459
  -8.500  -0.3208   0.11954   0.11385  -0.0267   1.0000   0.1504
  -8.250  -0.3262   0.11779   0.11218  -0.0242   1.0000   0.1552
  -8.000  -0.3435   0.11716   0.11166  -0.0220   1.0000   0.1586
  -7.750  -0.3680   0.11714   0.11178  -0.0196   1.0000   0.1605
  -7.500  -0.3953   0.11720   0.11197  -0.0174   1.0000   0.1613
  -7.250  -0.4202   0.11693   0.11181  -0.0181   1.0000   0.1621
  -7.000  -0.3978   0.11156   0.10646  -0.0125   1.0000   0.1713
  -6.750  -0.4161   0.11050   0.10550  -0.0121   1.0000   0.1755
  -6.500  -0.4389   0.10990   0.10497  -0.0152   1.0000   0.1778
  -6.250  -0.4284   0.10583   0.10098  -0.0092   1.0000   0.1864
  -6.000  -0.4444   0.10461   0.09980  -0.0123   1.0000   0.1930
  -5.500  -0.4529   0.09991   0.09517  -0.0144   1.0000   0.2102
  -5.250  -0.4489   0.09670   0.09205  -0.0080   1.0000   0.2213
  -5.000  -0.4500   0.09404   0.08943  -0.0074   1.0000   0.2323
  -4.750  -0.4501   0.09151   0.08693  -0.0075   1.0000   0.2465
  -4.500  -0.4335   0.08849   0.08386  -0.0126   0.9951   0.2746
  -4.250   0.0123   0.06708   0.06181  -0.0235   1.0000   1.0000
  -4.000   0.0073   0.06649   0.06130  -0.0221   1.0000   1.0000
  -3.750   0.0023   0.06591   0.06081  -0.0207   1.0000   1.0000
  -3.500   0.0251   0.06363   0.05853  -0.0259   0.9932   1.0000
  -3.250   0.0451   0.06130   0.05621  -0.0302   0.9777   0.9914
  -3.000  -0.0037   0.06209   0.05715  -0.0195   0.9601   0.9470
  -2.750  -0.0555   0.06275   0.05795  -0.0094   0.9462   0.9085
  -2.500  -0.1024   0.06258   0.05790  -0.0017   0.9326   0.8665
  -2.250  -0.1537   0.06244   0.05791   0.0074   0.9210   0.8455
  -2.000   0.0009   0.05348   0.04556  -0.0816   0.9007   0.2228
  -1.750   0.0394   0.05192   0.04333  -0.0838   0.8908   0.1895
  -1.500   0.0853   0.05073   0.04147  -0.0869   0.8820   0.1754
  -1.250   0.1250   0.04964   0.03995  -0.0890   0.8726   0.1668
  -1.000   0.1552   0.04940   0.03924  -0.0895   0.8628   0.1604
  -0.750   0.2043   0.04855   0.03805  -0.0927   0.8547   0.1573
  -0.500   0.2240   0.04866   0.03796  -0.0920   0.8441   0.1591
  -0.250   0.2527   0.04876   0.03783  -0.0922   0.8347   0.1612
   0.000   0.2937   0.04860   0.03744  -0.0939   0.8260   0.1630
   0.250   0.3113   0.04901   0.03782  -0.0929   0.8158   0.1660
   0.500   0.3489   0.04912   0.03782  -0.0944   0.8073   0.1753
   0.750   0.3711   0.04959   0.03831  -0.0943   0.7973   0.1886
   1.000   0.3935   0.05021   0.03896  -0.0943   0.7878   0.2083
   1.250   0.4248   0.04815   0.03919  -0.0942   0.7800   1.0000
   1.500   0.4355   0.04961   0.04025  -0.0923   0.7696   1.0000
   1.750   0.4671   0.05063   0.04078  -0.0929   0.7609   1.0000
   2.000   0.4837   0.05197   0.04185  -0.0921   0.7511   1.0000
   2.250   0.4974   0.05348   0.04316  -0.0912   0.7415   1.0000
   2.500   0.5360   0.05426   0.04368  -0.0929   0.7333   1.0000
   2.750   0.5354   0.05627   0.04562  -0.0907   0.7231   1.0000
   3.000   0.5582   0.05761   0.04680  -0.0908   0.7144   1.0000
   3.250   0.5764   0.05909   0.04818  -0.0906   0.7055   1.0000
   3.500   0.5846   0.06102   0.05003  -0.0895   0.6965   1.0000
   3.750   0.6208   0.06189   0.05078  -0.0908   0.6885   1.0000
   4.000   0.6134   0.06456   0.05344  -0.0886   0.6796   1.0000
   4.250   0.6457   0.06564   0.05443  -0.0895   0.6716   1.0000
   4.500   0.6403   0.06838   0.05718  -0.0878   0.6638   1.0000
   4.750   0.6663   0.06982   0.05856  -0.0882   0.6560   1.0000
   5.000   0.6622   0.07268   0.06143  -0.0868   0.6493   1.0000
   5.250   0.6916   0.07406   0.06277  -0.0875   0.6416   1.0000
   5.500   0.6806   0.07742   0.06616  -0.0860   0.6365   1.0000
   5.750   0.7001   0.07942   0.06816  -0.0863   0.6304   1.0000
   6.000   0.7061   0.08219   0.07095  -0.0859   0.6255   1.0000
   6.250   0.7014   0.08561   0.07440  -0.0852   0.6237   1.0000
   6.500   0.7041   0.08907   0.07790  -0.0853   0.6251   1.0000
   6.750   0.7160   0.09249   0.08137  -0.0862   0.6274   1.0000
   8.250   0.8087   0.10314   0.09225  -0.0830   0.5522   1.0000
   8.500   0.8113   0.10453   0.09368  -0.0811   0.5326   1.0000
   8.750   0.8622   0.10226   0.09149  -0.0796   0.5056   1.0000
   9.000   0.8792   0.10324   0.09254  -0.0784   0.4901   1.0000
   9.250   0.9051   0.10366   0.09305  -0.0775   0.4762   1.0000
   9.500   0.9336   0.10362   0.09315  -0.0763   0.4622   1.0000
   9.750   0.9398   0.10560   0.09522  -0.0752   0.4478   1.0000
  10.000   0.9516   0.10705   0.09677  -0.0741   0.4331   1.0000
  10.250   0.9613   0.10885   0.09867  -0.0730   0.4184   1.0000
  10.500   0.9705   0.11078   0.10071  -0.0720   0.4036   1.0000
  10.750   0.9760   0.11332   0.10336  -0.0712   0.3890   1.0000
  11.000   0.9708   0.11749   0.10760  -0.0711   0.3750   1.0000
  11.250   0.9529   0.12377   0.11391  -0.0719   0.3636   1.0000
  11.500   0.9614   0.12694   0.11716  -0.0719   0.3553   1.0000
  11.750   0.9422   0.13385   0.12409  -0.0737   0.3492   1.0000
  12.000   0.9658   0.13516   0.12551  -0.0730   0.3422   1.0000
  12.250   0.9445   0.14269   0.13305  -0.0755   0.3406   1.0000
  12.500   0.9443   0.14819   0.13861  -0.0772   0.3420   1.0000
<< Back to GOE 611 AIRFOIL (goe611-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 611 AIRFOIL (goe611-il)