GOE 174 (ALBATROS 5020) AIRFOIL (goe174-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 174 (ALBATROS 5020) AIRFOIL (goe174-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 29.15 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe174-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe174-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 174 (ALBATROS 5020) 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 -0.2954 0.10443 0.09799 -0.0231 1.0000 0.1557
-7.500 -0.3111 0.10498 0.09874 -0.0242 1.0000 0.1582
-7.250 -0.2975 0.09963 0.09343 -0.0219 1.0000 0.1627
-7.000 -0.2955 0.09727 0.09117 -0.0213 1.0000 0.1691
-6.750 -0.3073 0.09771 0.09177 -0.0248 1.0000 0.1731
-6.500 -0.2971 0.09267 0.08679 -0.0211 1.0000 0.1779
-6.250 -0.2980 0.09084 0.08506 -0.0208 1.0000 0.1855
-6.000 -0.3047 0.08985 0.08421 -0.0232 1.0000 0.1895
-5.750 -0.3000 0.08627 0.08070 -0.0187 1.0000 0.1976
-5.500 -0.3056 0.08573 0.08026 -0.0226 1.0000 0.2040
-5.250 -0.3037 0.08220 0.07682 -0.0173 1.0000 0.2112
-5.000 -0.3046 0.08080 0.07548 -0.0200 1.0000 0.2195
-4.750 -0.3041 0.07818 0.07295 -0.0167 1.0000 0.2274
-4.500 -0.3022 0.07612 0.07094 -0.0177 1.0000 0.2361
-4.250 -0.2964 0.07448 0.06931 -0.0202 1.0000 0.2488
-4.000 -0.2953 0.07197 0.06688 -0.0173 1.0000 0.2583
-3.750 -0.2898 0.06969 0.06464 -0.0173 1.0000 0.2707
-3.500 -0.2819 0.06754 0.06249 -0.0178 1.0000 0.2876
-3.250 -0.2712 0.06536 0.06031 -0.0193 1.0000 0.3113
-3.000 -0.2615 0.06329 0.05826 -0.0194 1.0000 0.3411
-2.750 -0.2551 0.06095 0.05599 -0.0175 1.0000 0.3725
-2.250 -0.2167 0.05467 0.04986 -0.0138 0.9848 0.4965
-2.000 -0.1947 0.05153 0.04677 -0.0115 0.9734 0.5698
-1.750 -0.1720 0.04838 0.04367 -0.0091 0.9614 0.6230
-1.500 0.1406 0.04125 0.03333 -0.0886 0.9417 0.1859
-1.250 0.2044 0.03838 0.02981 -0.0955 0.9292 0.1684
-1.000 0.2663 0.03609 0.02689 -0.1016 0.9167 0.1623
-0.750 0.3206 0.03443 0.02460 -0.1058 0.9030 0.1581
-0.500 0.3697 0.03309 0.02292 -0.1091 0.8886 0.1592
-0.250 0.4179 0.03206 0.02171 -0.1120 0.8741 0.1679
0.000 0.4667 0.03114 0.02059 -0.1147 0.8597 0.1846
0.250 0.5111 0.03017 0.01961 -0.1164 0.8449 0.2100
0.500 0.5495 0.02688 0.01841 -0.1169 0.8312 1.0000
0.750 0.5881 0.02698 0.01778 -0.1173 0.8148 1.0000
1.000 0.6238 0.02708 0.01754 -0.1176 0.7982 1.0000
1.250 0.6577 0.02715 0.01735 -0.1176 0.7815 1.0000
1.500 0.6899 0.02725 0.01724 -0.1172 0.7650 1.0000
1.750 0.7157 0.02766 0.01749 -0.1163 0.7468 1.0000
2.000 0.7415 0.02808 0.01776 -0.1153 0.7289 1.0000
2.250 0.7685 0.02843 0.01800 -0.1144 0.7124 1.0000
2.500 0.7953 0.02882 0.01828 -0.1136 0.6966 1.0000
2.750 0.8216 0.02929 0.01864 -0.1127 0.6815 1.0000
3.000 0.8471 0.02987 0.01913 -0.1119 0.6671 1.0000
3.250 0.8722 0.03054 0.01976 -0.1111 0.6537 1.0000
3.500 0.8988 0.03113 0.02027 -0.1104 0.6415 1.0000
3.750 0.9254 0.03175 0.02083 -0.1097 0.6298 1.0000
4.000 0.9441 0.03313 0.02225 -0.1089 0.6169 1.0000
4.250 0.9627 0.03460 0.02379 -0.1081 0.6052 1.0000
4.500 0.9886 0.03541 0.02458 -0.1075 0.5958 1.0000
4.750 1.0074 0.03688 0.02612 -0.1068 0.5852 1.0000
5.000 1.0197 0.03909 0.02845 -0.1059 0.5749 1.0000
5.250 1.0503 0.03951 0.02889 -0.1055 0.5676 1.0000
5.500 1.0525 0.04271 0.03226 -0.1045 0.5567 1.0000
5.750 1.0687 0.04463 0.03428 -0.1037 0.5488 1.0000
6.000 1.0775 0.04728 0.03705 -0.1029 0.5400 1.0000
6.250 1.0740 0.05125 0.04115 -0.1020 0.5312 1.0000
6.500 1.0939 0.05278 0.04280 -0.1013 0.5236 1.0000
6.750 1.0519 0.06093 0.05100 -0.1006 0.5146 1.0000
7.000 1.1329 0.05557 0.04579 -0.0992 0.5064 1.0000
7.250 1.0245 0.07083 0.06098 -0.0996 0.4974 1.0000
7.500 1.0362 0.07296 0.06323 -0.0986 0.4875 1.0000
7.750 1.1267 0.06599 0.05651 -0.0955 0.4762 1.0000
8.000 1.0210 0.08157 0.07194 -0.0978 0.4697 1.0000
8.250 1.0508 0.08197 0.07248 -0.0964 0.4598 1.0000
8.500 1.0147 0.08965 0.08015 -0.0974 0.4539 1.0000
8.750 1.0365 0.09117 0.08179 -0.0964 0.4447 1.0000
9.000 1.0072 0.09823 0.08886 -0.0975 0.4400 1.0000
9.250 1.0396 0.09906 0.08986 -0.0963 0.4311 1.0000
9.500 1.0165 0.10620 0.09702 -0.0979 0.4304 1.0000
9.750 1.0135 0.11186 0.10277 -0.0993 0.4320 1.0000
11.000 1.4845 0.05207 0.04514 -0.0678 0.2932 1.0000
11.250 1.4017 0.06749 0.06078 -0.0661 0.3129 1.0000
11.500 1.4635 0.05024 0.04337 -0.0569 0.2384 1.0000
11.750 1.4381 0.05364 0.04692 -0.0540 0.2197 1.0000
12.000 1.4154 0.05718 0.05033 -0.0523 0.1938 1.0000
12.250 1.3945 0.06148 0.05428 -0.0515 0.1691 1.0000
12.500 1.3755 0.06652 0.05910 -0.0512 0.1506 1.0000
12.750 1.3609 0.07125 0.06359 -0.0509 0.1361 1.0000
13.000 1.3504 0.07571 0.06790 -0.0505 0.1245 1.0000
13.250 1.3446 0.07960 0.07164 -0.0497 0.1146 1.0000
13.500 1.3417 0.08324 0.07529 -0.0491 0.1062 1.0000
13.750 1.3399 0.08721 0.07940 -0.0485 0.1005 1.0000
14.000 1.3391 0.09115 0.08353 -0.0482 0.0961 1.0000
14.250 1.3519 0.09327 0.08561 -0.0461 0.0907 1.0000
14.500 1.3387 0.09925 0.09192 -0.0477 0.0896 1.0000
14.750 1.3220 0.10598 0.09894 -0.0500 0.0890 1.0000
15.000 1.3011 0.11378 0.10700 -0.0535 0.0892 1.0000
15.250 1.2772 0.12274 0.11617 -0.0580 0.0900 1.0000
15.500 1.2523 0.13257 0.12616 -0.0633 0.0911 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 174 (ALBATROS 5020) AIRFOIL (goe174-il)