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

GOE 675 AIRFOIL (goe675-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 675 AIRFOIL (goe675-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.58 at α=4.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe675-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe675-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 675 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.3314   0.13729   0.13068  -0.0194   1.0000   0.2010
  -8.750  -0.3573   0.13815   0.13164  -0.0185   1.0000   0.2046
  -8.500  -0.3950   0.14011   0.13373  -0.0174   1.0000   0.2057
  -8.250  -0.3545   0.13209   0.12568  -0.0157   1.0000   0.2099
  -8.000  -0.3516   0.12975   0.12338  -0.0140   1.0000   0.2146
  -7.750  -0.3617   0.12855   0.12224  -0.0126   1.0000   0.2198
  -7.500  -0.3950   0.12944   0.12324  -0.0111   1.0000   0.2235
  -7.250  -0.4401   0.13102   0.12495  -0.0086   1.0000   0.2245
  -7.000  -0.3880   0.12302   0.11690  -0.0079   1.0000   0.2302
  -6.750  -0.3914   0.12118   0.11511  -0.0060   1.0000   0.2361
  -6.500  -0.4187   0.12092   0.11495  -0.0035   1.0000   0.2410
  -6.250  -0.4661   0.12203   0.11617  -0.0055   1.0000   0.2438
  -6.000  -0.4344   0.11627   0.11044   0.0000   1.0000   0.2491
  -5.750  -0.4369   0.11430   0.10850   0.0018   1.0000   0.2567
  -5.500  -0.4729   0.11409   0.10837  -0.0040   1.0000   0.2637
  -5.250  -0.4540   0.10968   0.10401   0.0029   1.0000   0.2686
  -5.000  -0.4558   0.10764   0.10200   0.0039   1.0000   0.2778
  -4.750  -0.4645   0.10497   0.09938   0.0018   1.0000   0.2856
  -4.500  -0.4584   0.10246   0.09691   0.0050   1.0000   0.2929
  -4.250  -0.4625   0.09987   0.09433   0.0018   1.0000   0.3049
  -4.000  -0.4570   0.09743   0.09194   0.0051   1.0000   0.3130
  -3.750  -0.4552   0.09475   0.08928   0.0038   1.0000   0.3265
  -3.500  -0.4507   0.09243   0.08697   0.0025   1.0000   0.3439
  -3.250  -0.4452   0.09025   0.08481   0.0024   1.0000   0.3628
  -3.000  -0.4400   0.08806   0.08266   0.0037   1.0000   0.3825
  -2.750  -0.4353   0.08587   0.08052   0.0056   1.0000   0.4028
  -2.500  -0.4312   0.08374   0.07844   0.0082   1.0000   0.4240
  -2.250  -0.4275   0.08177   0.07653   0.0112   1.0000   0.4468
  -2.000  -0.4257   0.08010   0.07493   0.0143   1.0000   0.4834
  -1.750  -0.0869   0.06103   0.05264  -0.0786   0.9386   0.2449
  -1.500  -0.0432   0.05978   0.05131  -0.0825   0.9179   0.2528
  -1.250   0.0113   0.05848   0.04950  -0.0887   0.9006   0.2585
  -1.000   0.0699   0.05755   0.04793  -0.0951   0.8853   0.2638
  -0.750   0.1001   0.05698   0.04739  -0.0964   0.8690   0.2704
  -0.500   0.1340   0.05670   0.04686  -0.0984   0.8533   0.2761
  -0.250   0.1708   0.05663   0.04638  -0.1006   0.8384   0.2827
   0.000   0.2088   0.05648   0.04623  -0.1028   0.8249   0.2921
   0.250   0.2553   0.05642   0.04585  -0.1060   0.8128   0.3027
   0.500   0.2752   0.05663   0.04612  -0.1055   0.7982   0.3128
   0.750   0.3019   0.05700   0.04637  -0.1059   0.7849   0.3267
   1.000   0.3561   0.05674   0.04604  -0.1094   0.7760   0.3538
   1.250   0.3676   0.05743   0.04677  -0.1080   0.7620   0.3748
   1.500   0.3889   0.05789   0.04741  -0.1077   0.7501   0.4129
   1.750   0.4256   0.05591   0.04720  -0.1076   0.7426   0.6868
   2.000   0.4322   0.05697   0.04793  -0.1054   0.7299   1.0000
   2.250   0.4673   0.05785   0.04839  -0.1065   0.7209   1.0000
   2.500   0.4805   0.05934   0.04970  -0.1056   0.7099   1.0000
   2.750   0.4973   0.06087   0.05106  -0.1051   0.7005   1.0000
   3.000   0.5211   0.06210   0.05213  -0.1053   0.6916   1.0000
   3.250   0.5314   0.06395   0.05389  -0.1044   0.6823   1.0000
   3.500   0.5546   0.06528   0.05509  -0.1045   0.6741   1.0000
   3.750   0.5658   0.06728   0.05701  -0.1038   0.6663   1.0000
   4.000   0.5780   0.06918   0.05885  -0.1032   0.6582   1.0000
   4.250   0.6050   0.07049   0.06006  -0.1036   0.6512   1.0000
   4.500   0.5973   0.07356   0.06313  -0.1019   0.6441   1.0000
   4.750   0.6313   0.07457   0.06404  -0.1028   0.6373   1.0000
   5.000   0.6258   0.07768   0.06715  -0.1014   0.6310   1.0000
   5.250   0.6275   0.08050   0.06997  -0.1006   0.6258   1.0000
   5.500   0.6693   0.08126   0.07065  -0.1018   0.6188   1.0000
   5.750   0.6552   0.08505   0.07446  -0.1003   0.6146   1.0000
   6.000   0.6504   0.08845   0.07788  -0.0995   0.6119   1.0000
   6.250   0.6502   0.09175   0.08121  -0.0991   0.6107   1.0000
   6.500   0.6505   0.09515   0.08463  -0.0989   0.6111   1.0000
   6.750   0.6558   0.09881   0.08831  -0.0993   0.6147   1.0000
   7.000   0.6763   0.10241   0.09191  -0.1008   0.6178   1.0000
   7.250   0.6152   0.11216   0.10187  -0.1022   0.6878   1.0000
   7.500   0.6025   0.11307   0.10280  -0.0997   0.6790   1.0000
   7.750   0.6400   0.11698   0.10670  -0.1021   0.6713   1.0000
   8.000   0.6262   0.11806   0.10780  -0.0997   0.6630   1.0000
   8.250   0.6551   0.12140   0.11114  -0.1013   0.6548   1.0000
   8.500   0.6500   0.12322   0.11298  -0.0999   0.6471   1.0000
   8.750   0.6757   0.12631   0.11609  -0.1010   0.6377   1.0000
   9.000   0.6740   0.12850   0.11830  -0.1002   0.6309   1.0000
   9.250   0.6939   0.13124   0.12106  -0.1008   0.6209   1.0000
   9.500   0.6967   0.13372   0.12356  -0.1004   0.6137   1.0000
   9.750   0.7143   0.13637   0.12624  -0.1009   0.6036   1.0000
<< Back to GOE 675 AIRFOIL (goe675-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 675 AIRFOIL (goe675-il)