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

GOE 619 AIRFOIL (goe619-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 619 AIRFOIL (goe619-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 21.97 at α=6.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe619-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe619-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 619 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.2565   0.12603   0.11875  -0.0337   1.0000   0.2255
 -10.000  -0.2579   0.12428   0.11707  -0.0330   1.0000   0.2317
  -9.750  -0.2873   0.12601   0.11897  -0.0327   1.0000   0.2355
  -9.500  -0.2643   0.12008   0.11306  -0.0313   1.0000   0.2394
  -9.250  -0.2592   0.11766   0.11070  -0.0297   1.0000   0.2461
  -9.000  -0.2839   0.11844   0.11164  -0.0282   1.0000   0.2518
  -8.750  -0.2890   0.11602   0.10932  -0.0265   1.0000   0.2546
  -8.500  -0.2747   0.11248   0.10580  -0.0243   1.0000   0.2608
  -8.250  -0.2883   0.11184   0.10528  -0.0219   1.0000   0.2666
  -8.000  -0.3291   0.11382   0.10745  -0.0190   1.0000   0.2698
  -7.750  -0.3161   0.10943   0.10310  -0.0171   1.0000   0.2731
  -7.500  -0.3128   0.10711   0.10083  -0.0147   1.0000   0.2782
  -7.250  -0.3305   0.10660   0.10043  -0.0120   1.0000   0.2839
  -7.000  -0.3757   0.10835   0.10237  -0.0084   1.0000   0.2871
  -6.750  -0.3687   0.10463   0.09869  -0.0067   1.0000   0.2903
  -6.500  -0.3621   0.10205   0.09615  -0.0045   1.0000   0.2964
  -6.250  -0.3871   0.10176   0.09597  -0.0014   1.0000   0.3020
  -6.000  -0.4384   0.10298   0.09736   0.0015   1.0000   0.3050
  -5.750  -0.4143   0.09844   0.09281   0.0041   1.0000   0.3109
  -5.500  -0.4274   0.09710   0.09154   0.0063   1.0000   0.3186
  -5.250  -0.4633   0.09632   0.09088   0.0055   1.0000   0.3236
  -5.000  -0.4443   0.09281   0.08738   0.0098   1.0000   0.3310
  -4.750  -0.4722   0.09157   0.08620   0.0076   1.0000   0.3413
  -4.500  -0.4549   0.06233   0.05572  -0.0333   1.0000   0.1862
  -4.250  -0.4400   0.05807   0.05126  -0.0348   1.0000   0.1853
  -4.000  -0.4209   0.05275   0.04549  -0.0383   1.0000   0.1870
  -3.750  -0.4096   0.05303   0.04600  -0.0354   1.0000   0.1938
  -3.500  -0.3834   0.04731   0.03941  -0.0402   1.0000   0.2020
  -3.250  -0.3696   0.04697   0.03926  -0.0384   1.0000   0.2101
  -3.000  -0.3499   0.04503   0.03701  -0.0390   1.0000   0.2233
  -2.750  -0.3311   0.04385   0.03560  -0.0390   1.0000   0.2383
  -2.500  -0.3137   0.04332   0.03493  -0.0385   1.0000   0.2547
  -2.250  -0.2958   0.04286   0.03431  -0.0381   1.0000   0.2709
  -2.000  -0.2620   0.04265   0.03387  -0.0404   0.9941   0.2874
  -1.750  -0.2144   0.04265   0.03363  -0.0451   0.9811   0.3048
  -1.500  -0.1733   0.04256   0.03345  -0.0484   0.9695   0.3184
  -1.250  -0.1400   0.04236   0.03312  -0.0504   0.9583   0.3339
  -1.000  -0.1052   0.04222   0.03282  -0.0526   0.9466   0.3507
  -0.750  -0.0681   0.04224   0.03267  -0.0551   0.9344   0.3728
  -0.500  -0.0314   0.04240   0.03280  -0.0572   0.9219   0.3996
  -0.250   0.0097   0.04262   0.03296  -0.0599   0.9091   0.4334
   0.000   0.0369   0.04262   0.03293  -0.0604   0.8955   0.4657
   0.250   0.0708   0.04273   0.03304  -0.0619   0.8811   0.5022
   0.500   0.1068   0.04287   0.03323  -0.0637   0.8665   0.5428
   0.750   0.1435   0.04296   0.03352  -0.0653   0.8514   0.5915
   1.000   0.1798   0.04293   0.03385  -0.0664   0.8362   0.6570
   1.250   0.2342   0.04204   0.03400  -0.0707   0.8190   1.0000
   1.500   0.2824   0.04282   0.03417  -0.0754   0.8013   1.0000
   1.750   0.3208   0.04347   0.03446  -0.0773   0.7839   1.0000
   2.000   0.3567   0.04403   0.03476  -0.0785   0.7667   1.0000
   2.250   0.3916   0.04450   0.03503  -0.0793   0.7492   1.0000
   2.500   0.4257   0.04491   0.03528  -0.0799   0.7320   1.0000
   2.750   0.4591   0.04526   0.03551  -0.0802   0.7151   1.0000
   3.000   0.4925   0.04551   0.03564  -0.0804   0.6981   1.0000
   3.250   0.5248   0.04577   0.03582  -0.0804   0.6818   1.0000
   3.500   0.5581   0.04588   0.03586  -0.0802   0.6656   1.0000
   3.750   0.5939   0.04578   0.03569  -0.0802   0.6503   1.0000
   4.000   0.6521   0.04426   0.03411  -0.0817   0.6395   1.0000
   4.250   0.6799   0.04429   0.03410  -0.0807   0.6235   1.0000
   4.500   0.7055   0.04445   0.03424  -0.0795   0.6078   1.0000
   4.750   0.7286   0.04485   0.03460  -0.0782   0.5924   1.0000
   5.000   0.7505   0.04536   0.03509  -0.0769   0.5776   1.0000
   5.250   0.8452   0.04141   0.03112  -0.0815   0.5718   1.0000
   5.500   0.8567   0.04248   0.03218  -0.0792   0.5565   1.0000
   5.750   0.8540   0.04456   0.03426  -0.0759   0.5416   1.0000
   6.000   0.8436   0.04754   0.03723  -0.0726   0.5276   1.0000
   6.250   0.9466   0.04309   0.03277  -0.0779   0.5221   1.0000
   6.500   0.9031   0.04798   0.03769  -0.0716   0.5081   1.0000
   6.750   0.8478   0.05538   0.04508  -0.0676   0.4936   1.0000
   7.000   0.9387   0.05046   0.04019  -0.0694   0.4900   1.0000
   7.250   0.8141   0.06587   0.05559  -0.0661   0.4752   1.0000
   7.500   0.9055   0.05948   0.04925  -0.0653   0.4723   1.0000
   7.750   0.7634   0.07843   0.06815  -0.0660   0.4621   1.0000
   8.000   0.8056   0.07793   0.06770  -0.0654   0.4566   1.0000
   8.250   0.7808   0.08469   0.07447  -0.0661   0.4546   1.0000
   8.500   0.7619   0.09076   0.08057  -0.0670   0.4543   1.0000
   8.750   0.7524   0.09590   0.08574  -0.0678   0.4544   1.0000
   9.000   0.7536   0.10029   0.09017  -0.0686   0.4553   1.0000
   9.250   0.6264   0.11849   0.10851  -0.0775   0.5733   1.0000
   9.500   0.6314   0.12143   0.11147  -0.0777   0.5693   1.0000
<< Back to GOE 619 AIRFOIL (goe619-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 619 AIRFOIL (goe619-il)