GOE 500 AIRFOIL (goe500-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 500 AIRFOIL (goe500-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.59 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe500-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe500-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 500 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3170 0.11937 0.11281 -0.0274 1.0000 0.1798
-8.250 -0.3342 0.11972 0.11327 -0.0260 1.0000 0.1832
-8.000 -0.3606 0.12121 0.11492 -0.0242 1.0000 0.1844
-7.750 -0.3342 0.11424 0.10791 -0.0226 1.0000 0.1899
-7.500 -0.3401 0.11279 0.10651 -0.0207 1.0000 0.1952
-7.250 -0.3623 0.11331 0.10717 -0.0185 1.0000 0.1987
-7.000 -0.3921 0.11466 0.10868 -0.0159 1.0000 0.1998
-6.750 -0.3670 0.10838 0.10236 -0.0144 1.0000 0.2058
-6.500 -0.3784 0.10742 0.10148 -0.0119 1.0000 0.2116
-6.250 -0.4028 0.10804 0.10223 -0.0115 1.0000 0.2151
-6.000 -0.3956 0.10405 0.09828 -0.0086 1.0000 0.2206
-5.750 -0.4019 0.10266 0.09694 -0.0076 1.0000 0.2286
-5.500 -0.4126 0.10125 0.09563 -0.0091 1.0000 0.2331
-5.250 -0.4061 0.09811 0.09250 -0.0054 1.0000 0.2414
-5.000 -0.4133 0.09673 0.09119 -0.0090 1.0000 0.2489
-4.750 -0.4079 0.09355 0.08803 -0.0049 1.0000 0.2556
-4.500 -0.4077 0.09149 0.08601 -0.0083 1.0000 0.2656
-4.250 -0.4032 0.08888 0.08342 -0.0056 1.0000 0.2747
-4.000 -0.3988 0.08625 0.08080 -0.0060 1.0000 0.2856
-3.750 -0.3921 0.08379 0.07835 -0.0073 1.0000 0.2996
-3.500 -0.3837 0.08131 0.07588 -0.0082 1.0000 0.3148
-3.250 -0.3734 0.07877 0.07334 -0.0093 1.0000 0.3303
-3.000 -0.3622 0.07621 0.07077 -0.0101 1.0000 0.3463
-2.750 -0.3508 0.07367 0.06824 -0.0104 1.0000 0.3628
-2.500 -0.3345 0.07174 0.06626 -0.0124 1.0000 0.3905
-2.250 -0.1367 0.05128 0.04404 -0.0754 1.0000 0.1986
-2.000 -0.0960 0.04772 0.04007 -0.0815 1.0000 0.1972
-1.750 -0.0533 0.04441 0.03620 -0.0876 1.0000 0.1967
-1.500 -0.0166 0.04220 0.03347 -0.0917 1.0000 0.2026
-1.250 0.0125 0.04117 0.03208 -0.0936 1.0000 0.2143
-1.000 0.0369 0.04055 0.03134 -0.0945 1.0000 0.2262
-0.750 0.0975 0.04053 0.03101 -0.1013 0.9859 0.2578
-0.500 0.1470 0.04077 0.03102 -0.1060 0.9729 0.2930
-0.250 0.1890 0.04107 0.03119 -0.1094 0.9603 0.3260
0.000 0.2295 0.04142 0.03144 -0.1126 0.9482 0.3586
0.250 0.2709 0.04185 0.03180 -0.1156 0.9361 0.3952
0.500 0.3160 0.04232 0.03228 -0.1190 0.9252 0.4527
0.750 0.3450 0.04246 0.03260 -0.1198 0.9131 0.5229
1.000 0.3758 0.04253 0.03298 -0.1206 0.9017 0.6281
1.250 0.4032 0.04169 0.03292 -0.1207 0.8910 1.0000
1.500 0.4469 0.04293 0.03356 -0.1250 0.8793 1.0000
1.750 0.4710 0.04401 0.03438 -0.1257 0.8671 1.0000
2.000 0.4974 0.04519 0.03535 -0.1266 0.8560 1.0000
2.250 0.5330 0.04638 0.03634 -0.1287 0.8460 1.0000
2.500 0.5557 0.04756 0.03740 -0.1290 0.8353 1.0000
2.750 0.5747 0.04887 0.03861 -0.1290 0.8251 1.0000
3.000 0.6098 0.05007 0.03972 -0.1308 0.8164 1.0000
3.250 0.6237 0.05146 0.04106 -0.1302 0.8064 1.0000
3.500 0.6438 0.05292 0.04247 -0.1303 0.7978 1.0000
3.750 0.6722 0.05422 0.04373 -0.1313 0.7893 1.0000
4.000 0.6822 0.05590 0.04543 -0.1303 0.7805 1.0000
4.250 0.7187 0.05713 0.04664 -0.1321 0.7729 1.0000
4.500 0.7198 0.05908 0.04860 -0.1303 0.7640 1.0000
4.750 0.7505 0.06046 0.04999 -0.1314 0.7560 1.0000
5.000 0.7577 0.06236 0.05192 -0.1303 0.7472 1.0000
5.250 0.7783 0.06400 0.05362 -0.1305 0.7384 1.0000
5.500 0.8038 0.06542 0.05510 -0.1309 0.7289 1.0000
5.750 0.8105 0.06745 0.05718 -0.1298 0.7189 1.0000
6.000 0.8356 0.06888 0.05869 -0.1301 0.7081 1.0000
6.250 0.8693 0.06993 0.05986 -0.1309 0.6970 1.0000
6.500 0.8699 0.07228 0.06228 -0.1294 0.6857 1.0000
6.750 0.8855 0.07414 0.06423 -0.1289 0.6743 1.0000
7.000 0.9110 0.07552 0.06576 -0.1290 0.6622 1.0000
7.250 0.9475 0.07631 0.06672 -0.1296 0.6502 1.0000
7.500 0.9494 0.07883 0.06933 -0.1283 0.6371 1.0000
7.750 0.9582 0.08112 0.07175 -0.1275 0.6240 1.0000
8.000 0.9734 0.08301 0.07379 -0.1268 0.6099 1.0000
8.250 0.9900 0.08483 0.07579 -0.1262 0.5955 1.0000
8.500 1.0089 0.08639 0.07751 -0.1254 0.5799 1.0000
8.750 1.0311 0.08753 0.07884 -0.1246 0.5631 1.0000
9.000 1.0667 0.08717 0.07876 -0.1234 0.5450 1.0000
9.250 1.1090 0.08562 0.07752 -0.1217 0.5260 1.0000
9.500 1.3948 0.03919 0.03203 -0.1051 0.3999 1.0000
9.750 1.3707 0.04103 0.03355 -0.0983 0.3289 1.0000
10.000 1.3454 0.04436 0.03589 -0.0928 0.2533 1.0000
10.250 1.3292 0.04834 0.03909 -0.0890 0.2099 1.0000
10.500 1.3288 0.05157 0.04188 -0.0863 0.1800 1.0000
10.750 1.3404 0.05400 0.04416 -0.0844 0.1579 1.0000
11.000 1.3834 0.05538 0.04524 -0.0836 0.1373 1.0000
11.250 1.4403 0.05749 0.04735 -0.0845 0.1218 1.0000
11.500 1.4980 0.06103 0.05090 -0.0868 0.1105 1.0000
11.750 1.5108 0.06453 0.05493 -0.0852 0.1073 1.0000
12.000 1.5222 0.06829 0.05907 -0.0837 0.1045 1.0000
12.250 1.5670 0.07402 0.06476 -0.0862 0.0986 1.0000
12.500 1.5533 0.07741 0.06856 -0.0825 0.0981 1.0000
12.750 1.5394 0.08130 0.07283 -0.0794 0.0979 1.0000
13.000 1.5248 0.08563 0.07751 -0.0768 0.0980 1.0000
13.250 1.5082 0.09030 0.08249 -0.0748 0.0981 1.0000
13.500 1.4908 0.09534 0.08782 -0.0733 0.0984 1.0000
13.750 1.4688 0.10049 0.09327 -0.0723 0.0988 1.0000
14.000 1.3791 0.10809 0.10148 -0.0741 0.1024 1.0000
14.250 1.3193 0.11947 0.11318 -0.0796 0.1069 1.0000
14.500 1.2856 0.12958 0.12339 -0.0849 0.1094 1.0000
14.750 1.2625 0.13922 0.13309 -0.0898 0.1110 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 500 AIRFOIL (goe500-il)