GOE 173 (ALBATROS 6020) AIRFOIL (goe173-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 173 (ALBATROS 6020) AIRFOIL (goe173-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 33.11 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe173-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe173-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 173 (ALBATROS 6020) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.2807 0.10554 0.09921 -0.0247 1.0000 0.1139
-7.500 -0.2893 0.10514 0.09898 -0.0249 1.0000 0.1163
-7.250 -0.2965 0.10551 0.09952 -0.0283 1.0000 0.1174
-7.000 -0.2828 0.09882 0.09287 -0.0239 1.0000 0.1216
-6.750 -0.2806 0.09641 0.09056 -0.0233 1.0000 0.1269
-6.500 -0.2852 0.09579 0.09009 -0.0254 1.0000 0.1310
-6.250 -0.2889 0.09519 0.08963 -0.0286 1.0000 0.1327
-6.000 -0.2840 0.09013 0.08465 -0.0222 1.0000 0.1394
-5.750 -0.2889 0.08924 0.08387 -0.0230 1.0000 0.1449
-5.250 -0.2956 0.08501 0.07982 -0.0200 1.0000 0.1527
-5.000 -0.2949 0.08425 0.07909 -0.0228 1.0000 0.1603
-4.500 -0.2920 0.07931 0.07427 -0.0210 1.0000 0.1726
-4.250 -0.2856 0.07683 0.07179 -0.0224 1.0000 0.1794
-3.750 -0.2584 0.07273 0.06761 -0.0289 1.0000 0.2053
-3.500 -0.2563 0.06949 0.06447 -0.0255 1.0000 0.2144
-3.250 -0.2360 0.06721 0.06212 -0.0300 1.0000 0.2349
-3.000 -0.2266 0.06432 0.05928 -0.0291 1.0000 0.2521
-2.750 -0.2127 0.06184 0.05680 -0.0298 1.0000 0.2811
-2.500 -0.1993 0.05958 0.05456 -0.0301 1.0000 0.3231
-0.750 0.2751 0.03862 0.03005 -0.1004 0.9267 0.1887
-0.500 0.3337 0.03664 0.02749 -0.1054 0.9136 0.1697
-0.250 0.3880 0.03521 0.02549 -0.1094 0.8999 0.1635
0.000 0.4361 0.03402 0.02404 -0.1124 0.8854 0.1689
0.250 0.4855 0.03297 0.02256 -0.1149 0.8708 0.1711
0.500 0.5353 0.03185 0.02122 -0.1174 0.8563 0.1792
0.750 0.5800 0.03083 0.02017 -0.1190 0.8408 0.2022
1.000 0.6223 0.02954 0.01926 -0.1204 0.8248 0.2728
1.250 0.6560 0.02768 0.01826 -0.1190 0.8084 1.0000
1.500 0.6930 0.02754 0.01774 -0.1190 0.7901 1.0000
1.750 0.7306 0.02726 0.01720 -0.1188 0.7721 1.0000
2.000 0.7581 0.02743 0.01719 -0.1175 0.7501 1.0000
2.250 0.7895 0.02735 0.01693 -0.1165 0.7296 1.0000
2.500 0.8168 0.02751 0.01694 -0.1151 0.7077 1.0000
2.750 0.8441 0.02766 0.01697 -0.1137 0.6861 1.0000
3.000 0.8711 0.02788 0.01705 -0.1123 0.6658 1.0000
3.250 0.8944 0.02841 0.01749 -0.1110 0.6446 1.0000
3.500 0.9209 0.02873 0.01770 -0.1098 0.6269 1.0000
3.750 0.9471 0.02915 0.01805 -0.1088 0.6108 1.0000
4.000 0.9719 0.02977 0.01861 -0.1080 0.5959 1.0000
4.250 0.9951 0.03060 0.01943 -0.1071 0.5819 1.0000
4.500 1.0171 0.03160 0.02044 -0.1064 0.5687 1.0000
4.750 1.0380 0.03275 0.02164 -0.1056 0.5565 1.0000
5.000 1.0591 0.03395 0.02295 -0.1049 0.5458 1.0000
5.250 1.0868 0.03457 0.02355 -0.1045 0.5379 1.0000
5.500 1.0995 0.03681 0.02599 -0.1038 0.5282 1.0000
5.750 1.1240 0.03787 0.02710 -0.1033 0.5214 1.0000
6.000 1.1350 0.04031 0.02979 -0.1026 0.5128 1.0000
6.250 1.1566 0.04173 0.03131 -0.1021 0.5065 1.0000
6.500 1.1577 0.04539 0.03522 -0.1013 0.4991 1.0000
6.750 1.1818 0.04673 0.03666 -0.1009 0.4948 1.0000
7.000 1.1464 0.05472 0.04489 -0.1002 0.4882 1.0000
7.250 1.1315 0.06048 0.05077 -0.1001 0.4830 1.0000
7.500 1.1625 0.06106 0.05148 -0.0995 0.4791 1.0000
7.750 1.0765 0.07586 0.06619 -0.1021 0.4791 1.0000
8.000 0.9140 0.10043 0.09055 -0.1131 0.5551 1.0000
8.250 0.9548 0.09868 0.08888 -0.1093 0.5127 1.0000
10.500 1.4948 0.04514 0.03765 -0.0732 0.2851 1.0000
10.750 1.4839 0.04499 0.03771 -0.0678 0.2588 1.0000
11.000 1.4637 0.04622 0.03911 -0.0626 0.2366 1.0000
11.250 1.4410 0.04904 0.04217 -0.0593 0.2126 1.0000
11.500 1.4188 0.05292 0.04615 -0.0579 0.1769 1.0000
11.750 1.3973 0.05752 0.05035 -0.0574 0.1427 1.0000
12.000 1.3762 0.06286 0.05536 -0.0575 0.1275 1.0000
12.250 1.3563 0.06850 0.06083 -0.0580 0.1181 1.0000
12.500 1.3392 0.07404 0.06629 -0.0585 0.1101 1.0000
12.750 1.3236 0.07928 0.07133 -0.0588 0.1040 1.0000
13.000 1.3140 0.08401 0.07616 -0.0589 0.0972 1.0000
13.250 1.3077 0.08787 0.07982 -0.0582 0.0913 1.0000
13.500 1.3047 0.09186 0.08402 -0.0579 0.0861 1.0000
13.750 1.3068 0.09459 0.08662 -0.0567 0.0802 1.0000
14.000 1.3080 0.09814 0.09038 -0.0561 0.0765 1.0000
14.250 1.3083 0.10197 0.09442 -0.0560 0.0733 1.0000
14.500 1.3144 0.10492 0.09752 -0.0549 0.0706 1.0000
14.750 1.3400 0.10574 0.09835 -0.0507 0.0676 1.0000
15.000 1.3304 0.11154 0.10444 -0.0525 0.0675 1.0000
15.250 1.3178 0.11798 0.11114 -0.0551 0.0676 1.0000
15.500 1.3035 0.12497 0.11836 -0.0584 0.0677 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 173 (ALBATROS 6020) AIRFOIL (goe173-il)