GOE 501 AIRFOIL (goe501-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 501 AIRFOIL (goe501-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 56.48 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe501-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe501-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 501 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.2665 0.10308 0.09858 -0.0439 0.9611 0.1467
-6.750 -0.3119 0.10392 0.09951 -0.0554 0.9481 0.1509
-6.500 -0.2849 0.09872 0.09431 -0.0491 0.9458 0.1526
-6.250 -0.2518 0.09539 0.09093 -0.0484 0.9425 0.1572
-6.000 -0.2510 0.09348 0.08903 -0.0496 0.9348 0.1634
-5.750 -0.2468 0.08930 0.08485 -0.0592 0.9267 0.1691
-5.500 -0.2314 0.08692 0.08246 -0.0563 0.9213 0.1716
-5.250 -0.2117 0.08233 0.07774 -0.0748 0.9111 0.1845
-5.000 -0.1999 0.07953 0.07499 -0.0696 0.9058 0.1859
-4.750 -0.1446 0.05646 0.05096 -0.1068 0.8996 0.1351
-4.500 -0.1163 0.05538 0.05007 -0.1060 0.8947 0.1376
-4.250 -0.0449 0.04260 0.03612 -0.1254 0.8932 0.1250
-4.000 -0.0164 0.03926 0.03220 -0.1283 0.8852 0.1250
-3.750 0.0265 0.03741 0.02998 -0.1319 0.8801 0.1291
-3.500 0.0742 0.03545 0.02741 -0.1361 0.8758 0.1337
-3.250 0.0995 0.03430 0.02599 -0.1362 0.8666 0.1367
-3.000 0.1445 0.03342 0.02508 -0.1392 0.8622 0.1440
-2.750 0.1693 0.03288 0.02425 -0.1388 0.8525 0.1498
-2.500 0.2118 0.03185 0.02322 -0.1412 0.8474 0.1579
-2.250 0.2413 0.03141 0.02260 -0.1415 0.8387 0.1683
-2.000 0.2800 0.03063 0.02186 -0.1431 0.8323 0.1822
-1.750 0.3285 0.02962 0.02100 -0.1461 0.8290 0.2078
-1.500 0.3490 0.02946 0.02095 -0.1449 0.8171 0.2382
-1.250 0.3958 0.02888 0.02052 -0.1474 0.8133 0.2906
-1.000 0.4169 0.02907 0.02074 -0.1461 0.8015 0.3174
-0.750 0.4633 0.02843 0.02015 -0.1484 0.7977 0.3504
-0.500 0.4864 0.02852 0.02024 -0.1474 0.7865 0.3758
-0.250 0.5315 0.02776 0.01952 -0.1495 0.7825 0.4093
0.000 0.5816 0.02676 0.01868 -0.1523 0.7803 0.4488
0.250 0.6008 0.02682 0.01879 -0.1506 0.7680 0.4775
0.500 0.6477 0.02588 0.01795 -0.1528 0.7648 0.5153
0.750 0.6959 0.02489 0.01704 -0.1552 0.7624 0.5531
1.000 0.7140 0.02506 0.01726 -0.1534 0.7494 0.5831
1.250 0.7615 0.02402 0.01631 -0.1556 0.7463 0.6292
1.500 0.7796 0.02409 0.01653 -0.1537 0.7338 0.6718
1.750 0.8197 0.02271 0.01556 -0.1544 0.7300 0.7872
2.000 0.8447 0.02274 0.01561 -0.1539 0.7178 1.0000
2.250 0.8932 0.02202 0.01466 -0.1567 0.7129 1.0000
2.500 0.9134 0.02238 0.01493 -0.1553 0.7006 1.0000
2.750 0.9593 0.02172 0.01409 -0.1576 0.6954 1.0000
3.000 0.9761 0.02225 0.01459 -0.1557 0.6832 1.0000
3.250 1.0137 0.02195 0.01417 -0.1568 0.6763 1.0000
3.500 1.0364 0.02218 0.01436 -0.1557 0.6655 1.0000
3.750 1.0633 0.02229 0.01443 -0.1553 0.6564 1.0000
4.000 1.0937 0.02227 0.01435 -0.1553 0.6482 1.0000
4.250 1.1174 0.02264 0.01471 -0.1546 0.6399 1.0000
4.500 1.1461 0.02277 0.01482 -0.1545 0.6323 1.0000
4.750 1.1717 0.02305 0.01509 -0.1540 0.6247 1.0000
5.000 1.1981 0.02325 0.01528 -0.1536 0.6166 1.0000
5.250 1.2254 0.02346 0.01549 -0.1533 0.6091 1.0000
5.500 1.2498 0.02376 0.01580 -0.1527 0.6010 1.0000
5.750 1.2796 0.02391 0.01593 -0.1527 0.5941 1.0000
6.000 1.3012 0.02432 0.01640 -0.1516 0.5855 1.0000
6.250 1.3328 0.02442 0.01647 -0.1520 0.5785 1.0000
6.500 1.3529 0.02487 0.01697 -0.1506 0.5692 1.0000
6.750 1.3819 0.02505 0.01716 -0.1506 0.5611 1.0000
7.000 1.4046 0.02543 0.01758 -0.1496 0.5520 1.0000
7.250 1.4299 0.02581 0.01799 -0.1491 0.5436 1.0000
7.500 1.4539 0.02622 0.01846 -0.1483 0.5351 1.0000
7.750 1.4762 0.02670 0.01900 -0.1473 0.5259 1.0000
8.000 1.5091 0.02672 0.01895 -0.1477 0.5151 1.0000
8.250 1.5196 0.02736 0.01973 -0.1448 0.5033 1.0000
8.500 1.5400 0.02768 0.02009 -0.1433 0.4911 1.0000
8.750 1.5644 0.02783 0.02022 -0.1424 0.4782 1.0000
9.000 1.5819 0.02808 0.02049 -0.1404 0.4647 1.0000
9.250 1.5887 0.02860 0.02115 -0.1369 0.4513 1.0000
9.500 1.5980 0.02904 0.02168 -0.1337 0.4378 1.0000
9.750 1.6055 0.02940 0.02210 -0.1302 0.4234 1.0000
10.000 1.6088 0.02982 0.02255 -0.1260 0.4085 1.0000
10.250 1.6090 0.03040 0.02316 -0.1216 0.3929 1.0000
10.500 1.6067 0.03119 0.02399 -0.1172 0.3762 1.0000
10.750 1.6035 0.03219 0.02503 -0.1129 0.3586 1.0000
11.000 1.6008 0.03337 0.02624 -0.1090 0.3405 1.0000
11.250 1.5987 0.03473 0.02757 -0.1055 0.3226 1.0000
11.500 1.5973 0.03623 0.02904 -0.1023 0.3055 1.0000
11.750 1.5963 0.03789 0.03066 -0.0995 0.2894 1.0000
12.000 1.5953 0.03971 0.03245 -0.0968 0.2743 1.0000
12.250 1.5939 0.04169 0.03440 -0.0943 0.2597 1.0000
12.500 1.5919 0.04385 0.03652 -0.0920 0.2454 1.0000
12.750 1.5894 0.04618 0.03880 -0.0899 0.2311 1.0000
13.000 1.5866 0.04866 0.04122 -0.0879 0.2166 1.0000
13.250 1.5849 0.05125 0.04369 -0.0860 0.2016 1.0000
13.500 1.5852 0.05384 0.04615 -0.0844 0.1864 1.0000
13.750 1.5871 0.05644 0.04864 -0.0829 0.1722 1.0000
14.000 1.5904 0.05898 0.05111 -0.0817 0.1600 1.0000
14.250 1.5977 0.06116 0.05314 -0.0806 0.1489 1.0000
14.500 1.5875 0.06468 0.05696 -0.0795 0.1418 1.0000
14.750 1.5923 0.06699 0.05918 -0.0787 0.1339 1.0000
15.000 1.5836 0.07066 0.06314 -0.0780 0.1278 1.0000
15.250 1.5850 0.07324 0.06567 -0.0774 0.1216 1.0000
15.500 1.5773 0.07712 0.06982 -0.0772 0.1160 1.0000
15.750 1.5746 0.08035 0.07309 -0.0771 0.1106 1.0000
16.000 1.5709 0.08397 0.07683 -0.0771 0.1052 1.0000
16.250 1.5666 0.08766 0.08062 -0.0774 0.0999 1.0000
16.500 1.5661 0.09095 0.08392 -0.0775 0.0946 1.0000
16.750 1.5622 0.09486 0.08795 -0.0779 0.0895 1.0000
17.000 1.5674 0.09748 0.09049 -0.0777 0.0839 1.0000
17.250 1.5612 0.10192 0.09514 -0.0785 0.0797 1.0000
17.500 1.5767 0.10325 0.09628 -0.0776 0.0740 1.0000
17.750 1.5649 0.10860 0.10197 -0.0789 0.0717 1.0000
18.000 1.5585 0.11319 0.10677 -0.0802 0.0690 1.0000
18.250 1.5817 0.11357 0.10692 -0.0788 0.0643 1.0000
18.500 1.5632 0.11991 0.11363 -0.0813 0.0634 1.0000
18.750 1.5454 0.12646 0.12050 -0.0842 0.0624 1.0000
19.000 1.5270 0.13335 0.12769 -0.0876 0.0615 1.0000
19.250 1.5058 0.14100 0.13563 -0.0918 0.0609 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 501 AIRFOIL (goe501-il)