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

GOE 615 AIRFOIL (goe615-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 615 AIRFOIL (goe615-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.33 at α=5.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe615-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe615-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 615 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  -0.2318   0.13021   0.12336  -0.0349   1.0000   0.1885
 -10.250  -0.2435   0.12991   0.12317  -0.0339   1.0000   0.1935
 -10.000  -0.2732   0.13212   0.12556  -0.0327   1.0000   0.1955
  -9.750  -0.2547   0.12622   0.11969  -0.0307   1.0000   0.1990
  -9.500  -0.2505   0.12373   0.11725  -0.0285   1.0000   0.2040
  -9.250  -0.2614   0.12305   0.11668  -0.0265   1.0000   0.2093
  -9.000  -0.2896   0.12448   0.11827  -0.0246   1.0000   0.2125
  -8.750  -0.3274   0.12680   0.12077  -0.0224   1.0000   0.2135
  -8.500  -0.2823   0.11858   0.11250  -0.0201   1.0000   0.2219
  -8.250  -0.2977   0.11823   0.11227  -0.0179   1.0000   0.2278
  -8.000  -0.3313   0.11975   0.11394  -0.0157   1.0000   0.2305
  -7.750  -0.3292   0.11642   0.11069  -0.0138   1.0000   0.2341
  -7.500  -0.3222   0.11384   0.10816  -0.0113   1.0000   0.2414
  -7.250  -0.3456   0.11400   0.10844  -0.0090   1.0000   0.2467
  -7.000  -0.3845   0.11541   0.11001  -0.0062   1.0000   0.2487
  -6.750  -0.3690   0.11105   0.10569  -0.0045   1.0000   0.2541
  -6.500  -0.3745   0.10961   0.10432  -0.0021   1.0000   0.2604
  -6.250  -0.4060   0.10998   0.10482   0.0009   1.0000   0.2650
  -6.000  -0.4557   0.11160   0.10658   0.0002   1.0000   0.2677
  -5.750  -0.4252   0.10638   0.10138   0.0052   1.0000   0.2743
  -5.500  -0.4253   0.10429   0.09930  -0.0015   0.9902   0.2875
  -5.250  -0.4102   0.10190   0.09688  -0.0058   0.9815   0.3037
  -5.000  -0.3807   0.09776   0.09275  -0.0044   0.9740   0.3162
  -4.750  -0.3684   0.09505   0.09006  -0.0060   0.9660   0.3327
  -4.500  -0.3564   0.09248   0.08748  -0.0075   0.9578   0.3503
  -4.250  -0.3499   0.09017   0.08519  -0.0076   0.9498   0.3674
  -4.000  -0.3394   0.08786   0.08289  -0.0081   0.9430   0.3874
  -3.750  -0.3459   0.08663   0.08167  -0.0090   0.9366   0.4137
  -3.500  -0.3353   0.08400   0.07908  -0.0064   0.9302   0.4335
  -3.250  -0.3221   0.08210   0.07719  -0.0057   0.9245   0.4685
  -3.000  -0.3209   0.08006   0.07521  -0.0003   0.9191   0.4904
  -2.750  -0.3160   0.07841   0.07361   0.0046   0.9143   0.5287
  -2.500  -0.1580   0.05900   0.05160  -0.0635   0.9072   0.1935
  -2.250  -0.1358   0.05591   0.04795  -0.0650   0.9020   0.1806
  -2.000  -0.1067   0.05416   0.04576  -0.0665   0.8961   0.1767
  -1.750  -0.0725   0.05277   0.04393  -0.0686   0.8898   0.1765
  -1.500  -0.0553   0.05181   0.04265  -0.0680   0.8837   0.1765
  -1.250  -0.0205   0.05086   0.04131  -0.0697   0.8766   0.1764
  -1.000   0.0025   0.05033   0.04044  -0.0695   0.8690   0.1776
  -0.750   0.0333   0.04988   0.03988  -0.0705   0.8602   0.1836
  -0.500   0.0593   0.04974   0.03957  -0.0708   0.8504   0.1898
  -0.250   0.1079   0.04948   0.03903  -0.0737   0.8397   0.1990
   0.000   0.1175   0.04956   0.03910  -0.0716   0.8297   0.2075
   0.250   0.1580   0.04965   0.03905  -0.0735   0.8183   0.2281
   0.500   0.1995   0.04954   0.03902  -0.0756   0.8068   0.2664
   0.750   0.2246   0.04863   0.03912  -0.0756   0.7961   0.4086
   1.000   0.2790   0.04749   0.03899  -0.0791   0.7838   1.0000
   1.250   0.3147   0.04833   0.03944  -0.0802   0.7717   1.0000
   1.500   0.3267   0.04939   0.04030  -0.0788   0.7591   1.0000
   1.750   0.3517   0.05035   0.04104  -0.0788   0.7462   1.0000
   2.000   0.3881   0.05114   0.04158  -0.0798   0.7336   1.0000
   2.250   0.4169   0.05196   0.04222  -0.0800   0.7205   1.0000
   2.500   0.4318   0.05307   0.04321  -0.0789   0.7060   1.0000
   2.750   0.4507   0.05419   0.04421  -0.0782   0.6920   1.0000
   3.000   0.4754   0.05516   0.04505  -0.0779   0.6784   1.0000
   3.250   0.5156   0.05557   0.04531  -0.0788   0.6663   1.0000
   3.500   0.5359   0.05660   0.04626  -0.0781   0.6526   1.0000
   3.750   0.5460   0.05813   0.04773  -0.0767   0.6381   1.0000
   4.000   0.5596   0.05961   0.04915  -0.0757   0.6245   1.0000
   4.250   0.5838   0.06065   0.05011  -0.0753   0.6125   1.0000
   4.500   0.6190   0.06102   0.05041  -0.0754   0.6015   1.0000
   4.750   0.6181   0.06341   0.05278  -0.0737   0.5877   1.0000
   5.000   0.6256   0.06553   0.05487  -0.0727   0.5759   1.0000
   5.250   0.6728   0.06510   0.05437  -0.0731   0.5670   1.0000
   5.500   0.6573   0.06876   0.05803  -0.0713   0.5539   1.0000
   5.750   0.6653   0.07107   0.06032  -0.0704   0.5437   1.0000
   6.000   0.6909   0.07211   0.06134  -0.0701   0.5343   1.0000
   6.250   0.6774   0.07608   0.06531  -0.0690   0.5242   1.0000
   6.500   0.7188   0.07600   0.06520  -0.0688   0.5158   1.0000
   6.750   0.6889   0.08156   0.07079  -0.0680   0.5079   1.0000
   7.000   0.7163   0.08263   0.07185  -0.0677   0.4996   1.0000
   7.250   0.7035   0.08699   0.07623  -0.0673   0.4927   1.0000
   7.500   0.6952   0.09120   0.08046  -0.0673   0.4885   1.0000
   7.750   0.7418   0.09108   0.08032  -0.0670   0.4799   1.0000
   8.000   0.7145   0.09691   0.08620  -0.0672   0.4774   1.0000
   8.250   0.7070   0.10143   0.09075  -0.0677   0.4769   1.0000
   8.500   0.7124   0.10556   0.09491  -0.0685   0.4789   1.0000
   8.750   0.6393   0.11970   0.10927  -0.0751   0.5667   1.0000
   9.000   0.6228   0.12115   0.11072  -0.0738   0.5596   1.0000
   9.250   0.6429   0.12414   0.11373  -0.0744   0.5519   1.0000
   9.500   0.6614   0.12811   0.11770  -0.0753   0.5485   1.0000
   9.750   0.6499   0.12927   0.11888  -0.0744   0.5396   1.0000
  10.000   0.6780   0.13309   0.12273  -0.0754   0.5332   1.0000
<< Back to GOE 615 AIRFOIL (goe615-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 615 AIRFOIL (goe615-il)