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

GOE 652 AIRFOIL (goe652-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 49.6 at α=7.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe652-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe652-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 652 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.500   0.1481   0.11423   0.10888  -0.0972   0.8507   0.1477
  -6.250   0.1705   0.11050   0.10513  -0.1008   0.8481   0.1488
  -6.000   0.1518   0.11093   0.10564  -0.0940   0.8358   0.1492
  -5.750   0.1737   0.10791   0.10262  -0.0944   0.8310   0.1508
  -5.500   0.1972   0.10525   0.09995  -0.0965   0.8278   0.1536
  -5.250   0.2134   0.10353   0.09821  -0.1002   0.8251   0.1588
  -5.000   0.1662   0.10662   0.10143  -0.0884   0.8093   0.1578
  -4.750   0.1289   0.11008   0.10489  -0.0886   0.8026   0.1603
  -4.500   0.0880   0.11228   0.10721  -0.0778   0.7883   0.1601
  -4.250   0.1085   0.10835   0.10330  -0.0786   0.7848   0.1613
  -4.000   0.1499   0.10390   0.09882  -0.0808   0.7830   0.1637
  -3.750   0.1735   0.10136   0.09627  -0.0826   0.7807   0.1670
  -3.500   0.1087   0.10555   0.10060  -0.0701   0.7652   0.1655
  -3.250   0.1201   0.10369   0.09873  -0.0707   0.7609   0.1690
  -3.000   0.1021   0.10443   0.09951  -0.0693   0.7534   0.1722
  -2.750   0.0669   0.10693   0.10204  -0.0737   0.7406   0.1738
  -2.500   0.1029   0.10106   0.09616  -0.0704   0.7380   0.1750
  -2.250   0.0891   0.10086   0.09601  -0.0653   0.7274   0.1757
  -2.000   0.1016   0.09883   0.09398  -0.0634   0.7203   0.1780
  -1.750   0.1310   0.09598   0.09110  -0.0665   0.7167   0.1841
  -1.500   0.1262   0.09673   0.09184  -0.0773   0.7058   0.1887
  -1.250   0.1260   0.09482   0.08998  -0.0721   0.6994   0.1895
  -1.000   0.1468   0.09187   0.08703  -0.0696   0.6959   0.1915
  -0.750   0.1834   0.08858   0.08371  -0.0717   0.6934   0.1960
  -0.500   0.2086   0.08881   0.08387  -0.0890   0.6798   0.2046
  -0.250   0.2143   0.08617   0.08128  -0.0827   0.6756   0.2060
   0.000   0.2382   0.08345   0.07856  -0.0801   0.6729   0.2094
   0.250   0.3054   0.08205   0.07702  -0.1020   0.6620   0.2219
   0.500   0.3067   0.08012   0.07515  -0.0962   0.6560   0.2232
   0.750   0.3255   0.07775   0.07279  -0.0922   0.6527   0.2275
   1.000   0.4951   0.07236   0.06703  -0.1279   0.6515   0.2596
   1.250   0.4762   0.07303   0.06780  -0.1230   0.6375   0.2602
   1.500   0.4834   0.07045   0.06527  -0.1169   0.6333   0.2625
   1.750   0.6853   0.06105   0.05532  -0.1575   0.6338   0.2592
   2.000   0.5869   0.06414   0.05885  -0.1234   0.6299   0.2890
   2.250   0.7224   0.06008   0.05451  -0.1459   0.6298   0.3247
   2.500   0.7420   0.05671   0.05118  -0.1409   0.6287   0.3291
   2.750   0.8240   0.05296   0.04731  -0.1497   0.6284   0.3501
   3.000   1.0671   0.04325   0.03692  -0.1937   0.6304   0.3090
   3.250   1.2063   0.03870   0.03195  -0.2135   0.6294   0.3261
   3.500   1.1851   0.04027   0.03366  -0.2066   0.6142   0.3274
   3.750   1.2621   0.03783   0.03106  -0.2132   0.6110   0.3395
   4.000   1.3211   0.03648   0.02954  -0.2188   0.6035   0.3498
   4.250   1.3423   0.03639   0.02948  -0.2176   0.5929   0.3555
   4.500   1.4289   0.03414   0.02684  -0.2272   0.5875   0.3695
   4.750   1.4290   0.03507   0.02792  -0.2230   0.5743   0.3729
   5.000   1.4929   0.03370   0.02626  -0.2284   0.5674   0.3856
   5.250   1.5056   0.03436   0.02694  -0.2265   0.5549   0.3907
   5.500   1.5537   0.03344   0.02586  -0.2289   0.5470   0.4006
   5.750   1.5704   0.03418   0.02655  -0.2277   0.5354   0.4089
   6.000   1.6104   0.03362   0.02589  -0.2291   0.5272   0.4169
   6.250   1.6278   0.03429   0.02657  -0.2277   0.5175   0.4251
   6.500   1.6577   0.03437   0.02656  -0.2279   0.5088   0.4348
   6.750   1.6937   0.03439   0.02645  -0.2290   0.5014   0.4460
   7.000   1.7018   0.03538   0.02753  -0.2263   0.4922   0.4530
   7.250   1.7426   0.03513   0.02712  -0.2279   0.4854   0.4664
   7.500   1.7533   0.03614   0.02821  -0.2256   0.4778   0.4750
   7.750   1.7687   0.03685   0.02897  -0.2237   0.4704   0.4845
   8.000   1.8133   0.03660   0.02853  -0.2260   0.4644   0.4998
   8.250   1.8158   0.03800   0.03006  -0.2225   0.4579   0.5094
   8.500   1.8221   0.03903   0.03120  -0.2194   0.4515   0.5185
   8.750   1.8635   0.03897   0.03101  -0.2212   0.4458   0.5356
   9.000   1.8807   0.03987   0.03192  -0.2198   0.4403   0.5497
   9.250   1.8673   0.04174   0.03399  -0.2142   0.4345   0.5562
   9.500   1.8901   0.04225   0.03447  -0.2134   0.4287   0.5727
   9.750   1.9467   0.04161   0.03363  -0.2170   0.4228   0.5984
  10.000   1.9127   0.04440   0.03674  -0.2091   0.4173   0.6018
  10.250   1.9151   0.04585   0.03829  -0.2060   0.4112   0.6161
  10.500   1.9751   0.04461   0.03685  -0.2095   0.4050   0.6526
  10.750   1.9572   0.04716   0.03965  -0.2042   0.3995   0.6649
  11.000   1.9391   0.04994   0.04266  -0.1994   0.3934   0.6787
  11.250   1.9880   0.04864   0.04143  -0.2011   0.3872   0.7937
  11.500   1.9947   0.05040   0.04321  -0.1991   0.3809   1.0000
  11.750   1.9610   0.05455   0.04761  -0.1936   0.3742   1.0000
  12.000   2.0380   0.05181   0.04439  -0.1976   0.3662   1.0000
  12.250   2.0023   0.05617   0.04903  -0.1919   0.3598   1.0000
  12.500   1.9865   0.05940   0.05238  -0.1884   0.3523   1.0000
  12.750   2.0548   0.05674   0.04930  -0.1908   0.3436   1.0000
  13.000   1.9887   0.06386   0.05687  -0.1842   0.3371   1.0000
  13.250   2.0286   0.06279   0.05559  -0.1842   0.3293   1.0000
  13.500   2.0338   0.06501   0.05783  -0.1825   0.3226   1.0000
  13.750   1.9684   0.07347   0.06671  -0.1780   0.3158   1.0000
  14.000   2.0344   0.06981   0.06271  -0.1787   0.3092   1.0000
  14.250   2.0107   0.07485   0.06794  -0.1763   0.3032   1.0000
  14.500   1.8358   0.09876   0.09268  -0.1744   0.2940   1.0000
  14.750   1.9771   0.08372   0.07709  -0.1729   0.2909   1.0000
  15.000   1.9817   0.08627   0.07967  -0.1719   0.2855   1.0000
  15.250   1.7014   0.13153   0.12593  -0.1815   0.2698   1.0000
  15.500   1.8090   0.11631   0.11047  -0.1748   0.2708   1.0000
  15.750   1.9865   0.09431   0.08783  -0.1693   0.2694   1.0000
  16.500   1.4254   0.21404   0.20914  -0.2274   0.2123   1.0000
  16.750   1.4432   0.21456   0.20964  -0.2269   0.2085   1.0000
<< Back to GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)