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

GOE 613 AIRFOIL (goe613-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 613 AIRFOIL (goe613-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 30.3 at α=6°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe613-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe613-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 613 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.3425   0.10915   0.10260  -0.0284   1.0000   0.1940
  -8.250  -0.3303   0.10485   0.09833  -0.0266   1.0000   0.2021
  -8.000  -0.3475   0.10420   0.09782  -0.0254   1.0000   0.2090
  -7.750  -0.3432   0.10077   0.09446  -0.0236   1.0000   0.2156
  -7.500  -0.3565   0.09963   0.09344  -0.0214   1.0000   0.2236
  -7.250  -0.3903   0.10005   0.09406  -0.0188   1.0000   0.2256
  -7.000  -0.3737   0.09576   0.08977  -0.0163   1.0000   0.2381
  -6.750  -0.4088   0.09595   0.09016  -0.0152   1.0000   0.2413
  -6.500  -0.3976   0.09226   0.08649  -0.0117   1.0000   0.2546
  -6.250  -0.3983   0.08956   0.08386  -0.0090   1.0000   0.2656
  -6.000  -0.4312   0.08940   0.08383  -0.0101   1.0000   0.2727
  -5.750  -0.4336   0.08688   0.08138  -0.0075   1.0000   0.2881
  -5.500  -0.4205   0.08321   0.07777  -0.0018   1.0000   0.3085
  -5.250  -0.4230   0.08106   0.07569   0.0013   1.0000   0.3289
  -5.000  -0.4404   0.07982   0.07451   0.0018   1.0000   0.3501
  -4.750  -0.4309   0.07678   0.07155   0.0080   1.0000   0.3770
  -4.500   0.0643   0.04950   0.04288  -0.0335   1.0000   1.0000
  -4.250   0.0664   0.04826   0.04172  -0.0324   1.0000   1.0000
  -4.000   0.0676   0.04709   0.04063  -0.0312   1.0000   1.0000
  -3.750   0.0302   0.04822   0.04198  -0.0208   1.0000   0.9853
  -3.500  -0.0328   0.05049   0.04451  -0.0054   1.0000   0.9556
  -3.250  -0.0911   0.05203   0.04629   0.0077   1.0000   0.9243
  -3.000  -0.1458   0.05267   0.04716   0.0184   1.0000   0.8850
  -2.750  -0.2036   0.05320   0.04790   0.0290   1.0000   0.8517
  -2.500  -0.2587   0.05320   0.04814   0.0383   1.0000   0.8220
  -2.000  -0.2182   0.04157   0.03336  -0.0289   1.0000   0.2088
  -1.750  -0.1929   0.03974   0.03106  -0.0292   1.0000   0.1927
  -1.500  -0.1712   0.03822   0.02925  -0.0291   1.0000   0.1855
  -1.250  -0.1482   0.03722   0.02776  -0.0288   1.0000   0.1768
  -1.000  -0.1277   0.03620   0.02648  -0.0284   1.0000   0.1711
  -0.750  -0.1063   0.03565   0.02544  -0.0278   1.0000   0.1656
  -0.500  -0.0605   0.03540   0.02481  -0.0316   0.9896   0.1631
  -0.250  -0.0023   0.03513   0.02433  -0.0377   0.9728   0.1683
   0.000   0.0512   0.03499   0.02397  -0.0424   0.9551   0.1735
   0.250   0.1047   0.03496   0.02366  -0.0469   0.9367   0.1796
   0.500   0.1562   0.03478   0.02347  -0.0511   0.9191   0.1946
   0.750   0.2064   0.03441   0.02334  -0.0552   0.9020   0.2313
   1.000   0.2753   0.03209   0.02292  -0.0616   0.8864   1.0000
   1.250   0.3164   0.03258   0.02293  -0.0638   0.8668   1.0000
   1.500   0.3550   0.03297   0.02305  -0.0656   0.8465   1.0000
   1.750   0.4009   0.03317   0.02302  -0.0684   0.8280   1.0000
   2.000   0.4508   0.03311   0.02279  -0.0715   0.8107   1.0000
   2.250   0.4795   0.03335   0.02293  -0.0714   0.7894   1.0000
   2.500   0.5235   0.03311   0.02261  -0.0731   0.7711   1.0000
   2.750   0.5724   0.03255   0.02198  -0.0753   0.7544   1.0000
   3.000   0.6237   0.03178   0.02119  -0.0776   0.7382   1.0000
   3.250   0.6724   0.03096   0.02033  -0.0793   0.7219   1.0000
   3.500   0.6998   0.03103   0.02038  -0.0784   0.7015   1.0000
   3.750   0.7368   0.03068   0.02003  -0.0786   0.6830   1.0000
   4.000   0.7761   0.03025   0.01958  -0.0791   0.6653   1.0000
   4.250   0.8148   0.02991   0.01923  -0.0795   0.6482   1.0000
   4.500   0.8524   0.02965   0.01893  -0.0799   0.6314   1.0000
   4.750   0.8731   0.03028   0.01957  -0.0784   0.6133   1.0000
   5.000   0.8984   0.03076   0.02005  -0.0776   0.5970   1.0000
   5.250   0.9246   0.03127   0.02059  -0.0769   0.5816   1.0000
   5.500   0.9503   0.03189   0.02123  -0.0762   0.5673   1.0000
   5.750   0.9764   0.03257   0.02193  -0.0756   0.5539   1.0000
   6.000   1.0053   0.03318   0.02257  -0.0754   0.5413   1.0000
   6.250   1.0247   0.03430   0.02377  -0.0741   0.5286   1.0000
   6.500   1.0354   0.03595   0.02555  -0.0720   0.5167   1.0000
   6.750   1.0498   0.03744   0.02715  -0.0704   0.5054   1.0000
   7.000   1.0766   0.03833   0.02812  -0.0700   0.4947   1.0000
   7.250   1.0921   0.03977   0.02969  -0.0684   0.4837   1.0000
   7.500   1.0895   0.04228   0.03239  -0.0652   0.4734   1.0000
   7.750   1.1120   0.04343   0.03364  -0.0644   0.4633   1.0000
   8.000   1.1321   0.04463   0.03496  -0.0632   0.4527   1.0000
   8.250   1.1061   0.04877   0.03929  -0.0585   0.4444   1.0000
   8.500   1.1392   0.04930   0.03997  -0.0584   0.4345   1.0000
   8.750   1.0242   0.06014   0.05075  -0.0496   0.4307   1.0000
   9.000   0.9080   0.07623   0.06656  -0.0504   0.4259   1.0000
   9.250   0.9121   0.07965   0.07009  -0.0501   0.4187   1.0000
   9.500   0.8698   0.08832   0.07866  -0.0518   0.4162   1.0000
   9.750   0.8553   0.09386   0.08423  -0.0526   0.4123   1.0000
  10.000   0.7711   0.10965   0.09993  -0.0608   0.4715   1.0000
  10.250   0.8258   0.10588   0.09631  -0.0557   0.4155   1.0000
  10.500   0.8348   0.11096   0.10151  -0.0573   0.4218   1.0000
  10.750   1.3131   0.05274   0.04471  -0.0427   0.3153   1.0000
  11.000   1.2682   0.05811   0.05029  -0.0369   0.3136   1.0000
  11.250   1.2088   0.06621   0.05842  -0.0328   0.3159   1.0000
  11.500   1.3446   0.04738   0.03945  -0.0311   0.2550   1.0000
  11.750   1.3320   0.04779   0.03997  -0.0261   0.2402   1.0000
  12.000   1.3160   0.04892   0.04122  -0.0218   0.2256   1.0000
  12.250   1.2965   0.05088   0.04332  -0.0182   0.2102   1.0000
  12.500   1.2753   0.05367   0.04621  -0.0157   0.1937   1.0000
  12.750   1.2555   0.05682   0.04932  -0.0140   0.1740   1.0000
  13.000   1.2332   0.06130   0.05377  -0.0135   0.1539   1.0000
  13.250   1.2155   0.06577   0.05805  -0.0134   0.1368   1.0000
  13.500   1.1995   0.07052   0.06259  -0.0137   0.1231   1.0000
  13.750   1.1879   0.07519   0.06722  -0.0141   0.1134   1.0000
  14.000   1.1807   0.07934   0.07124  -0.0143   0.1055   1.0000
  14.250   1.1748   0.08368   0.07564  -0.0147   0.0989   1.0000
  14.500   1.1747   0.08721   0.07913  -0.0145   0.0936   1.0000
  14.750   1.1679   0.09222   0.08438  -0.0155   0.0903   1.0000
  15.000   1.1645   0.09664   0.08893  -0.0163   0.0871   1.0000
  15.250   1.1719   0.09918   0.09138  -0.0156   0.0828   1.0000
  15.500   1.1571   0.10593   0.09841  -0.0183   0.0822   1.0000
  15.750   1.1380   0.11379   0.10652  -0.0220   0.0822   1.0000
  16.000   1.1156   0.12280   0.11574  -0.0266   0.0829   1.0000
<< Back to GOE 613 AIRFOIL (goe613-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 613 AIRFOIL (goe613-il)