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

GOE 625 AIRFOIL (goe625-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 625 AIRFOIL (goe625-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.85 at α=13.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe625-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe625-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 625 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  -0.2868   0.15346   0.14728  -0.0180   1.0000   0.2311
 -10.000  -0.3021   0.15315   0.14705  -0.0169   1.0000   0.2366
  -9.750  -0.3481   0.15591   0.14994  -0.0163   1.0000   0.2396
  -9.500  -0.3268   0.15042   0.14450  -0.0148   1.0000   0.2425
  -9.250  -0.3155   0.14785   0.14197  -0.0128   1.0000   0.2478
  -9.000  -0.3211   0.14670   0.14088  -0.0123   0.9990   0.2550
  -8.750  -0.3293   0.14466   0.13887  -0.0181   0.9916   0.2619
  -8.500  -0.2713   0.13856   0.13267  -0.0233   0.9815   0.2729
  -8.250  -0.3203   0.14058   0.13478  -0.0265   0.9718   0.2810
  -8.000  -0.2328   0.13172   0.12578  -0.0318   0.9620   0.2951
  -7.750  -0.2375   0.12937   0.12347  -0.0352   0.9519   0.3046
  -7.500  -0.2056   0.12584   0.11990  -0.0380   0.9398   0.3186
  -7.250  -0.1798   0.12190   0.11592  -0.0417   0.9299   0.3310
  -7.000  -0.2226   0.12321   0.11732  -0.0416   0.9173   0.3441
  -6.750  -0.1547   0.11687   0.11089  -0.0450   0.9050   0.3603
  -6.500  -0.1202   0.11288   0.10685  -0.0495   0.8975   0.3799
  -6.250  -0.1230   0.11107   0.10507  -0.0483   0.8822   0.3932
  -6.000  -0.1605   0.11214   0.10623  -0.0442   0.8668   0.4083
  -5.750  -0.1422   0.10931   0.10336  -0.0459   0.8583   0.4304
  -5.500  -0.1098   0.10603   0.10007  -0.0462   0.8444   0.4509
  -5.250  -0.0969   0.10407   0.09810  -0.0450   0.8319   0.4724
  -5.000  -0.0577   0.10016   0.09414  -0.0475   0.8236   0.4998
  -4.750  -0.0995   0.10180   0.09587  -0.0393   0.8089   0.5174
  -4.500  -0.0305   0.09707   0.09103  -0.0445   0.8030   0.5604
  -4.250  -0.0445   0.09721   0.09123  -0.0387   0.7892   0.5828
  -4.000   0.0418   0.09147   0.08534  -0.0464   0.7841   0.6309
  -3.750  -0.2035   0.07803   0.07097  -0.0698   0.7698   0.2825
  -3.500  -0.1649   0.07432   0.06704  -0.0739   0.7639   0.2729
  -3.250  -0.1572   0.07148   0.06345  -0.0775   0.7565   0.2594
  -3.000  -0.1383   0.07010   0.06181  -0.0787   0.7497   0.2592
  -2.750  -0.0931   0.06759   0.05883  -0.0829   0.7443   0.2593
  -2.500  -0.0953   0.06799   0.05908  -0.0810   0.7370   0.2590
  -2.250  -0.0748   0.06750   0.05821  -0.0820   0.7309   0.2602
  -2.000  -0.0405   0.06644   0.05716  -0.0837   0.7262   0.2651
  -1.750  -0.0248   0.06681   0.05740  -0.0837   0.7223   0.2682
  -1.500  -0.0244   0.06788   0.05834  -0.0823   0.7189   0.2700
  -1.250  -0.0135   0.06852   0.05881  -0.0819   0.7154   0.2727
  -1.000   0.0056   0.06901   0.05903  -0.0824   0.7119   0.2778
  -0.750   0.0252   0.06959   0.05945  -0.0829   0.7098   0.2837
  -0.500   0.0257   0.07118   0.06107  -0.0818   0.7121   0.2878
  -0.250   0.0824   0.07093   0.06042  -0.0854   0.7051   0.3019
   0.000   0.0911   0.07223   0.06185  -0.0848   0.7050   0.3094
   0.250  -0.0561   0.07981   0.06989  -0.0742   0.8258   0.2870
   0.500  -0.0163   0.08185   0.07174  -0.0774   0.8214   0.2983
   0.750  -0.0082   0.08228   0.07209  -0.0763   0.8181   0.3049
   1.000   0.0017   0.08241   0.07226  -0.0751   0.8094   0.3144
   1.250   0.0331   0.08402   0.07384  -0.0769   0.8040   0.3315
   1.500   0.0671   0.08659   0.07636  -0.0792   0.8006   0.3532
   1.750   0.0619   0.08592   0.07565  -0.0759   0.7911   0.3647
   2.000   0.0946   0.08778   0.07766  -0.0778   0.7846   0.3949
   2.250   0.1258   0.09037   0.08044  -0.0798   0.7812   0.4360
   2.500   0.1218   0.08973   0.08003  -0.0768   0.7706   0.4628
   2.750   0.1519   0.09078   0.08245  -0.0773   0.7649   0.6349
   3.000   0.1525   0.09057   0.08258  -0.0738   0.7579   1.0000
   3.250   0.1753   0.09242   0.08398  -0.0745   0.7477   1.0000
   3.500   0.2106   0.09633   0.08752  -0.0771   0.7428   1.0000
   3.750   0.2057   0.09610   0.08719  -0.0743   0.7304   1.0000
   4.000   0.2491   0.10051   0.09131  -0.0777   0.7246   1.0000
   4.250   0.2362   0.10005   0.09081  -0.0742   0.7130   1.0000
   4.500   0.2763   0.10404   0.09457  -0.0771   0.7061   1.0000
   4.750   0.2665   0.10421   0.09469  -0.0743   0.6954   1.0000
   5.000   0.3033   0.10786   0.09816  -0.0767   0.6876   1.0000
   5.250   0.2965   0.10848   0.09874  -0.0744   0.6770   1.0000
   5.500   0.3290   0.11184   0.10196  -0.0763   0.6693   1.0000
   5.750   0.3252   0.11295   0.10303  -0.0746   0.6598   1.0000
   6.000   0.3547   0.11602   0.10598  -0.0760   0.6509   1.0000
   6.250   0.3536   0.11746   0.10738  -0.0747   0.6417   1.0000
   6.500   0.3778   0.12018   0.11000  -0.0757   0.6329   1.0000
   6.750   0.3893   0.12295   0.11271  -0.0758   0.6272   1.0000
   7.000   0.3987   0.12437   0.11408  -0.0753   0.6156   1.0000
   7.500   0.4211   0.12873   0.11833  -0.0752   0.5985   1.0000
   7.750   0.4547   0.13291   0.12243  -0.0770   0.5933   1.0000
   8.000   0.4430   0.13342   0.12294  -0.0753   0.5847   1.0000
   8.250   0.4650   0.13615   0.12561  -0.0760   0.5769   1.0000
   8.500   0.4981   0.14122   0.13059  -0.0780   0.5730   1.0000
   8.750   0.4816   0.14022   0.12960  -0.0758   0.5614   1.0000
   9.000   0.5113   0.14408   0.13341  -0.0772   0.5561   1.0000
   9.250   0.5090   0.14564   0.13495  -0.0767   0.5509   1.0000
   9.500   0.5175   0.14719   0.13649  -0.0766   0.5421   1.0000
   9.750   0.5457   0.15109   0.14034  -0.0778   0.5373   1.0000
  10.000   0.5442   0.15261   0.14184  -0.0775   0.5322   1.0000
  10.250   0.5527   0.15405   0.14327  -0.0775   0.5231   1.0000
  10.500   0.5797   0.15791   0.14710  -0.0786   0.5185   1.0000
  10.750   0.5931   0.16137   0.15054  -0.0793   0.5157   1.0000
  11.000   0.5845   0.16087   0.15005  -0.0787   0.5070   1.0000
  11.250   0.6036   0.16371   0.15287  -0.0794   0.5017   1.0000
  11.500   0.6336   0.16877   0.15792  -0.0808   0.4985   1.0000
  11.750   0.6208   0.16823   0.15738  -0.0803   0.4928   1.0000
  12.000   0.6318   0.17001   0.15916  -0.0808   0.4856   1.0000
  12.250   0.6538   0.17348   0.16264  -0.0816   0.4814   1.0000
  12.500   0.6838   0.17939   0.16855  -0.0831   0.4791   1.0000
  12.750   0.6653   0.17736   0.16653  -0.0828   0.4739   1.0000
  13.000   0.6752   0.17909   0.16827  -0.0833   0.4674   1.0000
  13.250   0.6952   0.18235   0.17154  -0.0841   0.4630   1.0000
  13.500   0.7250   0.18838   0.17760  -0.0854   0.4603   1.0000
  13.750   0.7106   0.18669   0.17591  -0.0856   0.4557   1.0000
  14.000   0.7183   0.18814   0.17739  -0.0864   0.4495   1.0000
<< Back to GOE 625 AIRFOIL (goe625-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 625 AIRFOIL (goe625-il)