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

GOE 685 AIRFOIL (goe685-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 685 AIRFOIL (goe685-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 25.28 at α=11.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe685-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe685-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 685 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.2856   0.12486   0.11710  -0.0317   1.0000   0.2297
 -10.250  -0.2876   0.12323   0.11553  -0.0318   1.0000   0.2357
 -10.000  -0.3124   0.12465   0.11709  -0.0326   1.0000   0.2385
  -9.750  -0.2868   0.11805   0.11048  -0.0317   1.0000   0.2416
  -9.500  -0.2764   0.11481   0.10727  -0.0310   1.0000   0.2467
  -9.250  -0.2846   0.11381   0.10636  -0.0307   1.0000   0.2532
  -9.000  -0.3158   0.11528   0.10802  -0.0304   1.0000   0.2553
  -8.750  -0.2763   0.10792   0.10059  -0.0290   1.0000   0.2620
  -8.500  -0.2819   0.10650   0.09926  -0.0279   1.0000   0.2689
  -8.250  -0.3123   0.10748   0.10043  -0.0264   1.0000   0.2719
  -8.000  -0.2954   0.10255   0.09552  -0.0252   1.0000   0.2754
  -7.750  -0.2895   0.09984   0.09285  -0.0234   1.0000   0.2808
  -7.500  -0.3039   0.09895   0.09208  -0.0212   1.0000   0.2863
  -7.250  -0.3405   0.09984   0.09317  -0.0178   1.0000   0.2890
  -7.000  -0.3793   0.10063   0.09416  -0.0137   1.0000   0.2897
  -6.750  -0.3294   0.09372   0.08715  -0.0136   1.0000   0.2997
  -6.500  -0.3564   0.09354   0.08712  -0.0098   1.0000   0.3040
  -6.250  -0.3925   0.09373   0.08748  -0.0063   1.0000   0.3059
  -6.000  -0.4248   0.09324   0.08712  -0.0058   1.0000   0.3071
  -5.750  -0.4599   0.07610   0.06980  -0.0252   1.0000   0.2064
  -5.500  -0.4574   0.07312   0.06682  -0.0241   1.0000   0.2075
  -5.250  -0.4524   0.07124   0.06498  -0.0218   1.0000   0.2106
  -5.000  -0.4478   0.06218   0.05559  -0.0316   1.0000   0.2044
  -4.750  -0.4390   0.06053   0.05394  -0.0302   1.0000   0.2115
  -4.500  -0.4188   0.05247   0.04529  -0.0395   1.0000   0.2224
  -4.250  -0.4115   0.05407   0.04716  -0.0339   1.0000   0.2318
  -4.000  -0.3966   0.05193   0.04488  -0.0345   1.0000   0.2464
  -3.750  -0.3821   0.05049   0.04333  -0.0343   1.0000   0.2635
  -3.500  -0.3676   0.04933   0.04206  -0.0339   1.0000   0.2819
  -3.250  -0.3528   0.04823   0.04086  -0.0335   1.0000   0.3007
  -3.000  -0.3219   0.04647   0.03870  -0.0376   0.9964   0.3245
  -2.750  -0.2792   0.04603   0.03827  -0.0409   0.9830   0.3461
  -2.500  -0.2333   0.04499   0.03700  -0.0460   0.9694   0.3650
  -2.250  -0.1894   0.04385   0.03559  -0.0510   0.9557   0.3801
  -2.000  -0.1444   0.04286   0.03421  -0.0563   0.9412   0.3932
  -1.750  -0.1077   0.04223   0.03352  -0.0588   0.9268   0.4045
  -1.500  -0.0670   0.04151   0.03254  -0.0627   0.9127   0.4139
  -1.250  -0.0252   0.04105   0.03183  -0.0664   0.8985   0.4257
  -1.000   0.0193   0.04054   0.03121  -0.0700   0.8855   0.4358
  -0.750   0.0548   0.04018   0.03063  -0.0725   0.8710   0.4461
  -0.500   0.0857   0.03997   0.03035  -0.0738   0.8565   0.4572
  -0.250   0.1182   0.03979   0.03007  -0.0753   0.8427   0.4677
   0.000   0.1553   0.03967   0.02980  -0.0775   0.8304   0.4806
   0.250   0.1957   0.03948   0.02952  -0.0799   0.8189   0.4967
   0.500   0.2180   0.03966   0.02969  -0.0797   0.8053   0.5086
   0.750   0.2470   0.03989   0.02986  -0.0806   0.7933   0.5233
   1.000   0.2962   0.03964   0.02955  -0.0838   0.7844   0.5459
   1.250   0.3127   0.04027   0.03019  -0.0831   0.7715   0.5613
   1.500   0.3381   0.04078   0.03071  -0.0835   0.7610   0.5821
   1.750   0.3763   0.04079   0.03086  -0.0852   0.7523   0.6106
   2.000   0.3896   0.04173   0.03193  -0.0843   0.7414   0.6364
   2.250   0.4320   0.04128   0.03193  -0.0859   0.7342   0.6955
   2.500   0.4432   0.04212   0.03345  -0.0854   0.7235   1.0000
   2.750   0.4979   0.04259   0.03350  -0.0899   0.7165   1.0000
   3.000   0.4922   0.04491   0.03567  -0.0877   0.7062   1.0000
   3.250   0.5334   0.04558   0.03611  -0.0897   0.6996   1.0000
   3.500   0.5248   0.04815   0.03859  -0.0873   0.6914   1.0000
   3.750   0.5500   0.04939   0.03970  -0.0876   0.6842   1.0000
   4.000   0.5610   0.05128   0.04152  -0.0869   0.6774   1.0000
   4.250   0.5623   0.05359   0.04377  -0.0856   0.6710   1.0000
   4.500   0.6029   0.05432   0.04445  -0.0869   0.6643   1.0000
   4.750   0.5880   0.05736   0.04746  -0.0846   0.6579   1.0000
   5.000   0.6057   0.05901   0.04908  -0.0843   0.6503   1.0000
   5.250   0.6173   0.06080   0.05085  -0.0835   0.6407   1.0000
   5.500   0.6565   0.06107   0.05111  -0.0837   0.6272   1.0000
   5.750   0.6857   0.06154   0.05159  -0.0831   0.6133   1.0000
   6.000   0.6893   0.06340   0.05345  -0.0814   0.5995   1.0000
   6.250   0.7020   0.06506   0.05513  -0.0804   0.5877   1.0000
   6.500   0.7516   0.06465   0.05478  -0.0807   0.5774   1.0000
   6.750   0.7333   0.06840   0.05855  -0.0791   0.5664   1.0000
   7.000   0.7470   0.07034   0.06053  -0.0784   0.5560   1.0000
   7.250   0.7799   0.07099   0.06126  -0.0781   0.5454   1.0000
   7.500   0.7661   0.07479   0.06509  -0.0769   0.5334   1.0000
   7.750   0.7792   0.07684   0.06720  -0.0762   0.5214   1.0000
   8.000   0.8284   0.07621   0.06668  -0.0757   0.5105   1.0000
   8.250   0.8040   0.08118   0.07166  -0.0750   0.4975   1.0000
   8.500   0.8020   0.08481   0.07534  -0.0746   0.4875   1.0000
   8.750   0.8159   0.08740   0.07801  -0.0745   0.4793   1.0000
   9.000   0.8114   0.09181   0.08246  -0.0748   0.4736   1.0000
   9.250   0.7971   0.09730   0.08798  -0.0757   0.4727   1.0000
   9.500   0.7943   0.10214   0.09287  -0.0768   0.4741   1.0000
   9.750   0.8037   0.10643   0.09724  -0.0779   0.4761   1.0000
  11.250   1.3067   0.05168   0.04395  -0.0490   0.3265   1.0000
  11.500   1.2459   0.05986   0.05226  -0.0462   0.3240   1.0000
  11.750   1.2993   0.05168   0.04388  -0.0411   0.2763   1.0000
  12.000   1.2920   0.05264   0.04455  -0.0377   0.2454   1.0000
  12.250   1.1014   0.08833   0.08074  -0.0499   0.2936   1.0000
  12.500   1.2845   0.05728   0.04862  -0.0332   0.1972   1.0000
  12.750   1.2908   0.05971   0.05087  -0.0317   0.1805   1.0000
  13.000   1.3024   0.06221   0.05328  -0.0304   0.1675   1.0000
  13.250   1.3223   0.06433   0.05528  -0.0293   0.1562   1.0000
  13.500   1.3137   0.06832   0.05954  -0.0285   0.1509   1.0000
  13.750   1.3389   0.07039   0.06152  -0.0276   0.1429   1.0000
  14.000   1.3187   0.07548   0.06697  -0.0273   0.1411   1.0000
  14.250   1.2946   0.08140   0.07321  -0.0279   0.1399   1.0000
  14.500   1.2625   0.08876   0.08087  -0.0297   0.1398   1.0000
  14.750   1.2177   0.09868   0.09107  -0.0335   0.1411   1.0000
  15.000   1.1636   0.11173   0.10431  -0.0398   0.1432   1.0000
<< Back to GOE 685 AIRFOIL (goe685-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 685 AIRFOIL (goe685-il)