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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 21.24 at α=5.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe652-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe652-il-50000-n5.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500   0.0637   0.13606   0.12809  -0.0861   0.9094   0.1453
  -9.250   0.0604   0.13544   0.12750  -0.0852   0.8999   0.1461
  -9.000   0.0677   0.13402   0.12608  -0.0877   0.8942   0.1468
  -8.750   0.0900   0.13007   0.12213  -0.0903   0.8910   0.1480
  -8.500   0.1131   0.12658   0.11863  -0.0921   0.8875   0.1503
  -8.250   0.1112   0.12577   0.11787  -0.0898   0.8775   0.1519
  -8.000   0.1255   0.12351   0.11560  -0.0916   0.8726   0.1543
  -7.750   0.1416   0.12112   0.11319  -0.0946   0.8691   0.1566
  -7.500   0.1354   0.12081   0.11292  -0.0926   0.8597   0.1576
  -7.250   0.1384   0.11960   0.11173  -0.0930   0.8527   0.1583
  -7.000   0.1505   0.11749   0.10961  -0.0953   0.8484   0.1587
  -6.750   0.1661   0.11507   0.10716  -0.0985   0.8453   0.1590
  -6.500   0.1425   0.11615   0.10834  -0.0924   0.8317   0.1591
  -6.250   0.1499   0.11440   0.10659  -0.0938   0.8268   0.1593
  -6.000   0.1837   0.10979   0.10198  -0.0953   0.8247   0.1619
  -5.250   0.1711   0.10432   0.09650  -0.0925   0.8025   0.1333
  -5.000   0.1498   0.10491   0.09719  -0.0868   0.7913   0.1314
  -4.500   0.1333   0.10133   0.09359  -0.0862   0.7793   0.1247
  -4.250   0.1038   0.10266   0.09504  -0.0791   0.7666   0.1243
  -4.000   0.1027   0.10093   0.09331  -0.0791   0.7607   0.1247
  -3.500   0.0845   0.09977   0.09227  -0.0744   0.7455   0.1257
  -3.250   0.0925   0.09838   0.09090  -0.0737   0.7399   0.1269
  -3.000   0.1062   0.09586   0.08836  -0.0755   0.7361   0.1274
  -2.750   0.0856   0.09580   0.08837  -0.0725   0.7263   0.1269
  -2.500   0.0854   0.09411   0.08670  -0.0731   0.7197   0.1268
  -2.250   0.1019   0.09160   0.08416  -0.0755   0.7156   0.1275
  -2.000   0.1270   0.08897   0.08150  -0.0787   0.7128   0.1299
  -1.750   0.1046   0.08961   0.08222  -0.0755   0.7009   0.1303
  -1.500   0.1280   0.08648   0.07904  -0.0812   0.6961   0.1333
  -1.250   0.1724   0.08132   0.07376  -0.0922   0.6928   0.1362
  -1.000   0.1712   0.08143   0.07393  -0.0902   0.6821   0.1375
  -0.750   0.1993   0.07961   0.07208  -0.0927   0.6755   0.1414
  -0.500   0.2671   0.07432   0.06661  -0.1067   0.6720   0.1486
  -0.250   0.2737   0.07439   0.06671  -0.1058   0.6608   0.1512
   0.000   0.3425   0.07028   0.06243  -0.1195   0.6552   0.1609
   0.250   0.3832   0.06872   0.06082  -0.1222   0.6514   0.1673
   0.500   0.4482   0.06580   0.05774  -0.1317   0.6485   0.1772
   0.750   0.4656   0.06622   0.05816  -0.1353   0.6358   0.1830
   1.000   0.5228   0.06418   0.05601  -0.1423   0.6318   0.1924
   1.250   0.6052   0.06109   0.05270  -0.1548   0.6294   0.2061
   1.500   0.6065   0.06270   0.05437  -0.1533   0.6163   0.2089
   1.750   0.6876   0.06013   0.05155  -0.1656   0.6123   0.2233
   2.000   0.7225   0.05916   0.05058  -0.1654   0.6090   0.2290
   2.500   0.7976   0.05898   0.05024  -0.1737   0.5915   0.2457
   2.750   0.8501   0.05748   0.04862  -0.1775   0.5886   0.2558
   3.250   0.9047   0.05824   0.04932  -0.1805   0.5703   0.2693
   3.500   0.9763   0.05619   0.04698  -0.1879   0.5677   0.2843
   4.000   1.0078   0.05789   0.04879  -0.1858   0.5487   0.2931
   4.250   1.0714   0.05617   0.04682  -0.1911   0.5463   0.3067
   4.750   1.0998   0.05860   0.04935  -0.1892   0.5272   0.3160
   5.000   1.1592   0.05690   0.04741  -0.1931   0.5248   0.3288
   5.500   1.1832   0.05992   0.05053  -0.1910   0.5056   0.3384
   5.750   1.2378   0.05829   0.04868  -0.1937   0.5034   0.3507
   6.250   1.2495   0.06302   0.05354  -0.1915   0.4845   0.3595
   6.750   1.2626   0.06879   0.05929  -0.1910   0.4660   0.3721
   7.000   1.2745   0.07075   0.06129  -0.1902   0.4594   0.3770
   7.750   1.3183   0.07656   0.06709  -0.1893   0.4416   0.3987
   8.250   1.3280   0.08286   0.07340  -0.1887   0.4253   0.4117
   8.750   1.3277   0.09001   0.08070  -0.1876   0.4073   0.4217
   9.000   1.3007   0.09803   0.08885  -0.1881   0.3939   0.4227
   9.250   1.3269   0.09803   0.08879  -0.1875   0.3898   0.4346
   9.500   1.3597   0.09680   0.08755  -0.1865   0.3874   0.4469
   9.750   1.3972   0.09495   0.08566  -0.1854   0.3857   0.4609
  12.750   1.3778   0.14837   0.14005  -0.1933   0.2903   0.5566
  13.000   1.4008   0.14832   0.14008  -0.1924   0.2877   0.5782
<< Back to GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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