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

GOE 612 AIRFOIL (goe612-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 612 AIRFOIL (goe612-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.43 at α=5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe612-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe612-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 612 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  -0.2934   0.12917   0.12271  -0.0211   1.0000   0.2415
  -9.000  -0.3279   0.13108   0.12477  -0.0193   1.0000   0.2456
  -8.750  -0.3295   0.12825   0.12201  -0.0175   1.0000   0.2480
  -8.500  -0.3172   0.12503   0.11882  -0.0153   1.0000   0.2529
  -8.250  -0.3254   0.12398   0.11784  -0.0134   1.0000   0.2588
  -8.000  -0.3624   0.12558   0.11956  -0.0116   1.0000   0.2635
  -7.750  -0.3603   0.12232   0.11636  -0.0100   1.0000   0.2665
  -7.500  -0.3491   0.11942   0.11348  -0.0081   1.0000   0.2719
  -7.250  -0.3634   0.11868   0.11281  -0.0062   1.0000   0.2787
  -7.000  -0.4171   0.12092   0.11521  -0.0036   1.0000   0.2823
  -6.750  -0.3778   0.11497   0.10924  -0.0026   1.0000   0.2885
  -6.500  -0.3891   0.11386   0.10819  -0.0004   1.0000   0.2965
  -6.250  -0.4411   0.11526   0.10973   0.0030   1.0000   0.3003
  -6.000  -0.4073   0.11018   0.10463   0.0037   1.0000   0.3075
  -5.750  -0.4247   0.10922   0.10374   0.0064   1.0000   0.3154
  -5.500  -0.4826   0.10998   0.10464   0.0081   1.0000   0.3199
  -5.250  -0.4454   0.10528   0.09992   0.0112   1.0000   0.3272
  -5.000  -0.4841   0.10507   0.09980   0.0119   1.0000   0.3375
  -4.750  -0.4734   0.10139   0.09615   0.0145   1.0000   0.3424
  -4.500  -0.4740   0.09921   0.09399   0.0163   1.0000   0.3511
  -4.250  -0.4882   0.09680   0.09164   0.0166   1.0000   0.3603
  -4.000  -0.4718   0.06983   0.06341  -0.0276   1.0000   0.1941
  -3.750  -0.4640   0.06926   0.06305  -0.0236   1.0000   0.1976
  -3.500  -0.4329   0.05747   0.04999  -0.0352   1.0000   0.1770
  -3.250  -0.4147   0.05425   0.04642  -0.0361   1.0000   0.1768
  -3.000  -0.3951   0.05118   0.04289  -0.0370   1.0000   0.1768
  -2.750  -0.3762   0.04887   0.04029  -0.0372   1.0000   0.1780
  -2.500  -0.3598   0.04797   0.03947  -0.0364   1.0000   0.1822
  -2.250  -0.3408   0.04667   0.03791  -0.0363   1.0000   0.1876
  -2.000  -0.3188   0.04495   0.03555  -0.0366   1.0000   0.1934
  -1.750  -0.3012   0.04424   0.03490  -0.0360   1.0000   0.1997
  -1.500  -0.2808   0.04348   0.03375  -0.0357   1.0000   0.2105
  -1.250  -0.2632   0.04315   0.03352  -0.0350   1.0000   0.2210
  -1.000  -0.2443   0.04285   0.03315  -0.0345   1.0000   0.2361
  -0.750  -0.2251   0.04275   0.03302  -0.0340   1.0000   0.2548
  -0.500  -0.2064   0.04283   0.03304  -0.0335   1.0000   0.2800
  -0.250  -0.1898   0.04307   0.03340  -0.0326   1.0000   0.3064
   0.000  -0.1732   0.04344   0.03379  -0.0318   1.0000   0.3392
   0.250  -0.1577   0.04393   0.03443  -0.0309   1.0000   0.3725
   0.500  -0.1163   0.04591   0.03650  -0.0344   0.9879   0.4328
   0.750   0.0811   0.04838   0.03952  -0.0574   0.8536   0.6495
   1.000   0.1431   0.04768   0.03984  -0.0637   0.8329   1.0000
   1.250   0.1860   0.04871   0.04029  -0.0677   0.8151   1.0000
   1.500   0.2221   0.04965   0.04084  -0.0697   0.7977   1.0000
   1.750   0.2562   0.05057   0.04147  -0.0711   0.7811   1.0000
   2.000   0.2898   0.05143   0.04210  -0.0722   0.7645   1.0000
   2.250   0.3232   0.05223   0.04268  -0.0731   0.7477   1.0000
   2.500   0.3668   0.05288   0.04313  -0.0750   0.7331   1.0000
   2.750   0.3920   0.05365   0.04377  -0.0749   0.7166   1.0000
   3.000   0.4137   0.05453   0.04453  -0.0743   0.6999   1.0000
   3.250   0.4330   0.05555   0.04546  -0.0736   0.6838   1.0000
   3.500   0.4523   0.05664   0.04646  -0.0730   0.6681   1.0000
   3.750   0.4733   0.05772   0.04745  -0.0725   0.6535   1.0000
   4.000   0.5100   0.05820   0.04783  -0.0731   0.6419   1.0000
   4.250   0.5322   0.05916   0.04872  -0.0726   0.6286   1.0000
   4.500   0.5378   0.06100   0.05052  -0.0711   0.6142   1.0000
   4.750   0.5523   0.06255   0.05202  -0.0703   0.6022   1.0000
   5.000   0.5912   0.06271   0.05211  -0.0708   0.5928   1.0000
   5.250   0.5856   0.06545   0.05483  -0.0690   0.5796   1.0000
   5.500   0.6023   0.06701   0.05635  -0.0685   0.5695   1.0000
   5.750   0.6234   0.06824   0.05756  -0.0681   0.5597   1.0000
   6.000   0.6195   0.07124   0.06056  -0.0669   0.5490   1.0000
   6.250   0.6624   0.07096   0.06023  -0.0670   0.5407   1.0000
   6.500   0.6391   0.07560   0.06489  -0.0657   0.5304   1.0000
   6.750   0.6950   0.07426   0.06352  -0.0659   0.5227   1.0000
   7.000   0.6578   0.08016   0.06945  -0.0646   0.5125   1.0000
   7.250   0.6950   0.08033   0.06960  -0.0644   0.5044   1.0000
   7.500   0.6717   0.08537   0.07467  -0.0638   0.4958   1.0000
   7.750   0.7040   0.08588   0.07517  -0.0634   0.4869   1.0000
   8.000   0.6832   0.09098   0.08030  -0.0631   0.4798   1.0000
   8.250   0.7187   0.09122   0.08055  -0.0626   0.4703   1.0000
   8.500   0.6942   0.09681   0.08619  -0.0627   0.4641   1.0000
   8.750   0.7354   0.09659   0.08597  -0.0620   0.4540   1.0000
   9.000   0.7057   0.10283   0.09226  -0.0625   0.4489   1.0000
   9.250   0.7536   0.10198   0.09139  -0.0615   0.4377   1.0000
   9.500   0.7225   0.10878   0.09826  -0.0625   0.4349   1.0000
   9.750   0.7098   0.11387   0.10339  -0.0633   0.4326   1.0000
  10.000   0.7048   0.11871   0.10827  -0.0643   0.4337   1.0000
  10.250   0.7092   0.12331   0.11293  -0.0654   0.4362   1.0000
<< Back to GOE 612 AIRFOIL (goe612-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 612 AIRFOIL (goe612-il)