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

GOE 614 AIRFOIL (goe614-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 614 AIRFOIL (goe614-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.73 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe614-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe614-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 614 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.2238   0.13566   0.13009  -0.0352   0.9613   0.2512
  -8.000  -0.2530   0.13681   0.13131  -0.0390   0.9521   0.2568
  -7.750  -0.2132   0.13032   0.12478  -0.0421   0.9428   0.2598
  -7.500  -0.1882   0.12658   0.12102  -0.0442   0.9329   0.2645
  -7.250  -0.1797   0.12424   0.11866  -0.0477   0.9246   0.2726
  -7.000  -0.2237   0.12561   0.12015  -0.0467   0.9127   0.2759
  -6.750  -0.1677   0.11873   0.11319  -0.0510   0.9059   0.2808
  -6.500  -0.1614   0.11671   0.11118  -0.0504   0.8947   0.2869
  -6.250  -0.1854   0.11641   0.11095  -0.0496   0.8850   0.2935
  -6.000  -0.2255   0.11667   0.11129  -0.0477   0.8755   0.2951
  -5.500  -0.3490   0.08670   0.08098  -0.0687   0.8666   0.1552
  -5.250  -0.3464   0.08100   0.07505  -0.0721   0.8595   0.1523
  -5.000  -0.3323   0.07483   0.06854  -0.0770   0.8534   0.1511
  -4.750  -0.3355   0.07054   0.06393  -0.0775   0.8460   0.1507
  -4.500  -0.3155   0.06507   0.05780  -0.0813   0.8399   0.1516
  -4.250  -0.2972   0.06110   0.05307  -0.0831   0.8337   0.1538
  -4.000  -0.2857   0.06031   0.05227  -0.0819   0.8260   0.1570
  -3.750  -0.2444   0.05867   0.05027  -0.0847   0.8189   0.1659
  -3.500  -0.2442   0.05801   0.04940  -0.0821   0.8121   0.1713
  -3.250  -0.2261   0.05780   0.04906  -0.0815   0.8061   0.1831
  -3.000  -0.1903   0.05765   0.04896  -0.0827   0.7993   0.2080
  -2.750  -0.1916   0.05793   0.04927  -0.0795   0.7939   0.2268
  -2.500  -0.1766   0.05820   0.04942  -0.0783   0.7883   0.2584
  -2.250  -0.1382   0.05939   0.05065  -0.0794   0.7818   0.2962
  -2.000  -0.1425   0.06061   0.05208  -0.0760   0.7791   0.3082
  -1.750  -0.1399   0.06163   0.05315  -0.0736   0.7762   0.3243
  -1.500  -0.1320   0.06248   0.05397  -0.0720   0.7739   0.3407
  -1.250  -0.1242   0.06353   0.05497  -0.0706   0.7748   0.3575
  -1.000  -0.1140   0.06475   0.05610  -0.0696   0.7777   0.3751
  -0.750  -0.0975   0.06611   0.05748  -0.0692   0.7807   0.3936
   0.000  -0.1577   0.06886   0.06042  -0.0583   0.8637   0.4039
   0.250  -0.1267   0.07048   0.06195  -0.0598   0.8564   0.4262
   0.500  -0.1144   0.07105   0.06243  -0.0589   0.8519   0.4419
   0.750  -0.0980   0.07143   0.06272  -0.0584   0.8426   0.4594
   1.000  -0.0623   0.07399   0.06520  -0.0605   0.8369   0.4833
   1.250  -0.0610   0.07333   0.06445  -0.0582   0.8280   0.4972
   1.500  -0.0279   0.07532   0.06639  -0.0601   0.8204   0.5221
   1.750  -0.0157   0.07614   0.06717  -0.0595   0.8146   0.5421
   2.000   0.0080   0.07730   0.06830  -0.0601   0.8041   0.5720
   2.250   0.0362   0.07958   0.07065  -0.0614   0.7991   0.6100
   2.500   0.0454   0.07951   0.07073  -0.0602   0.7877   0.6414
   2.750   0.0893   0.08263   0.07412  -0.0635   0.7818   0.7109
   3.000   0.0925   0.08161   0.07363  -0.0620   0.7707   0.7882
   3.250   0.1560   0.08551   0.07724  -0.0721   0.7625   1.0000
   3.500   0.1625   0.08583   0.07731  -0.0713   0.7497   1.0000
   3.750   0.1886   0.08874   0.07991  -0.0730   0.7429   1.0000
   4.000   0.2031   0.08993   0.08090  -0.0728   0.7303   1.0000
   4.250   0.2185   0.09218   0.08296  -0.0731   0.7229   1.0000
   4.500   0.2405   0.09413   0.08473  -0.0737   0.7111   1.0000
   4.750   0.2485   0.09592   0.08640  -0.0731   0.7030   1.0000
   5.000   0.2729   0.09826   0.08858  -0.0740   0.6927   1.0000
   5.250   0.2792   0.09999   0.09021  -0.0733   0.6844   1.0000
   5.500   0.3050   0.10250   0.09258  -0.0743   0.6741   1.0000
   5.750   0.3105   0.10437   0.09437  -0.0736   0.6672   1.0000
   6.000   0.3280   0.10639   0.09629  -0.0738   0.6573   1.0000
   6.250   0.3611   0.11067   0.10043  -0.0758   0.6530   1.0000
   6.500   0.3508   0.11044   0.10018  -0.0735   0.6413   1.0000
   6.750   0.3865   0.11449   0.10410  -0.0755   0.6358   1.0000
   7.000   0.3752   0.11471   0.10430  -0.0734   0.6261   1.0000
   7.250   0.3993   0.11752   0.10702  -0.0743   0.6196   1.0000
   7.500   0.4284   0.12184   0.11124  -0.0758   0.6165   1.0000
   7.750   0.4132   0.12128   0.11070  -0.0736   0.6068   1.0000
   8.000   0.4362   0.12416   0.11350  -0.0744   0.6014   1.0000
   8.250   0.4711   0.12919   0.11843  -0.0764   0.5985   1.0000
   8.500   0.4497   0.12784   0.11711  -0.0738   0.5890   1.0000
   8.750   0.4724   0.13068   0.11989  -0.0745   0.5832   1.0000
   9.000   0.5060   0.13563   0.12479  -0.0763   0.5804   1.0000
   9.250   0.4857   0.13443   0.12359  -0.0742   0.5726   1.0000
   9.500   0.5023   0.13678   0.12591  -0.0746   0.5668   1.0000
<< Back to GOE 614 AIRFOIL (goe614-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 614 AIRFOIL (goe614-il)