GOE 501 AIRFOIL (goe501-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 501 AIRFOIL (goe501-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.44 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe501-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe501-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3236 0.12791 0.12154 -0.0197 1.0000 0.2133
-8.250 -0.3480 0.12904 0.12279 -0.0185 1.0000 0.2171
-8.000 -0.3820 0.13123 0.12512 -0.0169 1.0000 0.2181
-7.750 -0.3375 0.12256 0.11636 -0.0153 1.0000 0.2259
-7.500 -0.3494 0.12190 0.11577 -0.0137 1.0000 0.2319
-7.250 -0.3815 0.12343 0.11744 -0.0119 1.0000 0.2345
-7.000 -0.3641 0.11831 0.11231 -0.0106 1.0000 0.2388
-6.750 -0.3626 0.11609 0.11012 -0.0089 1.0000 0.2446
-6.500 -0.3837 0.11604 0.11016 -0.0067 1.0000 0.2498
-6.250 -0.4241 0.11787 0.11215 -0.0049 1.0000 0.2519
-6.000 -0.3962 0.11184 0.10609 -0.0029 1.0000 0.2570
-5.750 -0.4019 0.11027 0.10457 -0.0007 1.0000 0.2638
-5.500 -0.4348 0.11132 0.10574 -0.0025 1.0000 0.2691
-5.250 -0.4182 0.10660 0.10103 0.0018 1.0000 0.2745
-5.000 -0.4247 0.10522 0.09970 0.0024 1.0000 0.2838
-4.750 -0.4315 0.10298 0.09754 0.0020 1.0000 0.2893
-4.500 -0.4263 0.10050 0.09507 0.0046 1.0000 0.2965
-4.250 -0.4337 0.09884 0.09346 0.0012 1.0000 0.3059
-4.000 -0.4285 0.09609 0.09075 0.0048 1.0000 0.3115
-3.750 -0.4283 0.09418 0.08887 0.0009 1.0000 0.3236
-3.500 -0.4246 0.09173 0.08646 0.0047 1.0000 0.3307
-3.250 -0.4205 0.08952 0.08426 0.0028 1.0000 0.3433
-3.000 -0.4129 0.08753 0.08229 0.0004 1.0000 0.3588
-2.750 -0.4094 0.08530 0.08010 0.0035 1.0000 0.3673
-2.500 -0.4007 0.08301 0.07780 0.0020 1.0000 0.3800
-2.250 -0.1323 0.05833 0.05114 -0.0828 0.9647 0.2127
-2.000 -0.0561 0.05370 0.04576 -0.0967 0.9490 0.2132
-1.750 0.0050 0.05111 0.04253 -0.1057 0.9350 0.2206
-1.500 0.0544 0.05022 0.04129 -0.1109 0.9223 0.2309
-1.250 0.0963 0.04972 0.04058 -0.1145 0.9102 0.2441
-1.000 0.1293 0.04932 0.03998 -0.1165 0.8977 0.2588
-0.750 0.1641 0.04923 0.03977 -0.1185 0.8858 0.2793
-0.500 0.2060 0.04938 0.03985 -0.1212 0.8755 0.3146
-0.250 0.2334 0.04955 0.03995 -0.1219 0.8641 0.3571
0.000 0.2570 0.04994 0.04045 -0.1217 0.8532 0.3959
0.250 0.2980 0.05041 0.04093 -0.1238 0.8442 0.4457
0.500 0.3111 0.05109 0.04170 -0.1223 0.8332 0.4803
0.750 0.3349 0.05178 0.04248 -0.1220 0.8239 0.5203
1.000 0.3626 0.05236 0.04305 -0.1224 0.8150 0.5617
1.250 0.3834 0.05306 0.04373 -0.1223 0.8059 0.5951
1.500 0.4162 0.05345 0.04416 -0.1234 0.7977 0.6435
1.750 0.4309 0.05423 0.04503 -0.1227 0.7894 0.6874
2.000 0.4553 0.05445 0.04556 -0.1226 0.7823 0.7607
2.250 0.4722 0.05496 0.04630 -0.1226 0.7744 1.0000
2.500 0.5024 0.05657 0.04752 -0.1255 0.7666 1.0000
2.750 0.5331 0.05813 0.04878 -0.1274 0.7601 1.0000
3.000 0.5385 0.06006 0.05057 -0.1265 0.7542 1.0000
3.250 0.5679 0.06154 0.05186 -0.1278 0.7478 1.0000
3.500 0.5817 0.06344 0.05365 -0.1276 0.7423 1.0000
3.750 0.5863 0.06565 0.05579 -0.1268 0.7394 1.0000
4.000 0.5969 0.06772 0.05780 -0.1265 0.7360 1.0000
4.250 0.6162 0.06967 0.05968 -0.1269 0.7321 1.0000
4.500 0.6376 0.07182 0.06176 -0.1277 0.7297 1.0000
4.750 0.6551 0.07423 0.06411 -0.1282 0.7284 1.0000
6.750 0.7660 0.09100 0.08089 -0.1269 0.6777 1.0000
7.000 0.7748 0.09164 0.08156 -0.1250 0.6541 1.0000
7.250 0.8268 0.09096 0.08089 -0.1251 0.6266 1.0000
7.500 0.8570 0.09177 0.08173 -0.1249 0.6117 1.0000
7.750 0.8720 0.09335 0.08339 -0.1243 0.5985 1.0000
8.000 0.8795 0.09543 0.08555 -0.1234 0.5850 1.0000
8.250 0.8962 0.09703 0.08721 -0.1228 0.5703 1.0000
8.500 0.9137 0.09867 0.08894 -0.1222 0.5555 1.0000
8.750 0.9325 0.10021 0.09058 -0.1216 0.5398 1.0000
9.000 0.9520 0.10160 0.09206 -0.1208 0.5228 1.0000
9.250 0.9708 0.10300 0.09355 -0.1199 0.5054 1.0000
9.500 0.9874 0.10462 0.09527 -0.1190 0.4883 1.0000
9.750 0.9996 0.10692 0.09766 -0.1184 0.4726 1.0000
10.000 1.0177 0.10892 0.09975 -0.1178 0.4599 1.0000
10.250 1.0322 0.11139 0.10232 -0.1175 0.4485 1.0000
10.500 1.0093 0.11811 0.10908 -0.1184 0.4380 1.0000
10.750 1.0377 0.11910 0.11018 -0.1177 0.4282 1.0000
11.000 1.0095 0.12683 0.11796 -0.1196 0.4228 1.0000
11.250 1.0025 0.13245 0.12365 -0.1211 0.4204 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 501 AIRFOIL (goe501-il)