GOE 501 AIRFOIL (goe501-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 501 AIRFOIL (goe501-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 29.72 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe501-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe501-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2682 0.12336 0.11662 -0.0417 0.9836 0.1442
-8.750 -0.2729 0.12177 0.11506 -0.0455 0.9770 0.1465
-8.500 -0.2745 0.11296 0.10617 -0.0519 0.9720 0.1054
-8.250 -0.2561 0.10941 0.10256 -0.0520 0.9680 0.1011
-8.000 -0.2518 0.10625 0.09941 -0.0539 0.9625 0.0998
-7.750 -0.2450 0.10296 0.09611 -0.0569 0.9580 0.0998
-7.500 -0.2488 0.10041 0.09359 -0.0572 0.9505 0.0990
-7.250 -0.2466 0.09719 0.09037 -0.0596 0.9449 0.0982
-7.000 -0.2532 0.09405 0.08727 -0.0608 0.9372 0.0966
-6.750 -0.2528 0.08877 0.08198 -0.0667 0.9302 0.0945
-6.500 -0.2535 0.08422 0.07742 -0.0707 0.9223 0.0939
-6.250 -0.2376 0.08170 0.07487 -0.0725 0.9162 0.0957
-6.000 -0.2239 0.07785 0.07096 -0.0766 0.9089 0.0970
-5.750 -0.2090 0.07254 0.06556 -0.0831 0.9009 0.0974
-5.500 -0.1850 0.06505 0.05785 -0.0937 0.8945 0.0974
-5.250 -0.1603 0.05818 0.05066 -0.1031 0.8869 0.0995
-5.000 -0.1127 0.04927 0.04091 -0.1179 0.8830 0.1031
-4.750 -0.0766 0.04460 0.03555 -0.1245 0.8776 0.1055
-4.500 -0.0503 0.04369 0.03460 -0.1252 0.8709 0.1086
-4.250 -0.0105 0.04164 0.03216 -0.1291 0.8667 0.1134
-4.000 0.0198 0.03953 0.02949 -0.1313 0.8601 0.1169
-3.750 0.0506 0.03861 0.02847 -0.1325 0.8540 0.1212
-3.500 0.0905 0.03750 0.02709 -0.1352 0.8500 0.1279
-3.250 0.1135 0.03663 0.02591 -0.1350 0.8415 0.1326
-3.000 0.1482 0.03597 0.02523 -0.1364 0.8360 0.1392
-2.750 0.1781 0.03530 0.02430 -0.1371 0.8293 0.1484
-2.500 0.2066 0.03483 0.02383 -0.1374 0.8219 0.1569
-2.250 0.2463 0.03406 0.02296 -0.1394 0.8176 0.1714
-2.000 0.2668 0.03389 0.02277 -0.1384 0.8076 0.1863
-1.750 0.3049 0.03334 0.02221 -0.1401 0.8025 0.2115
-1.500 0.3292 0.03333 0.02224 -0.1396 0.7933 0.2375
-1.250 0.3636 0.03309 0.02201 -0.1405 0.7868 0.2695
-1.000 0.3919 0.03312 0.02201 -0.1405 0.7790 0.2995
-0.750 0.4204 0.03315 0.02208 -0.1405 0.7708 0.3319
-0.500 0.4606 0.03277 0.02167 -0.1420 0.7668 0.3719
-0.250 0.4770 0.03308 0.02204 -0.1403 0.7547 0.3942
0.000 0.5166 0.03256 0.02147 -0.1416 0.7504 0.4245
0.250 0.5341 0.03286 0.02181 -0.1401 0.7386 0.4448
0.500 0.5722 0.03237 0.02131 -0.1411 0.7338 0.4737
0.750 0.5903 0.03271 0.02171 -0.1397 0.7225 0.4971
1.000 0.6260 0.03230 0.02135 -0.1404 0.7171 0.5319
1.250 0.6446 0.03263 0.02176 -0.1390 0.7063 0.5642
1.500 0.6773 0.03222 0.02148 -0.1392 0.7004 0.6131
2.000 0.7157 0.03154 0.02150 -0.1352 0.6833 1.0000
2.250 0.7366 0.03224 0.02200 -0.1346 0.6730 1.0000
2.500 0.7695 0.03230 0.02187 -0.1353 0.6667 1.0000
3.000 0.8183 0.03321 0.02254 -0.1345 0.6504 1.0000
3.500 0.8638 0.03430 0.02347 -0.1333 0.6345 1.0000
3.750 0.9020 0.03403 0.02311 -0.1343 0.6310 1.0000
4.000 0.9064 0.03560 0.02467 -0.1318 0.6193 1.0000
4.250 0.9433 0.03533 0.02433 -0.1326 0.6156 1.0000
4.500 0.9481 0.03695 0.02596 -0.1302 0.6045 1.0000
4.750 0.9841 0.03664 0.02563 -0.1307 0.6003 1.0000
5.000 0.9908 0.03819 0.02719 -0.1286 0.5900 1.0000
5.250 1.0263 0.03777 0.02675 -0.1289 0.5851 1.0000
5.500 1.0370 0.03903 0.02804 -0.1271 0.5755 1.0000
5.750 1.0693 0.03879 0.02780 -0.1271 0.5697 1.0000
6.000 1.0883 0.03951 0.02854 -0.1260 0.5620 1.0000
6.250 1.1106 0.03996 0.02904 -0.1251 0.5545 1.0000
6.500 1.1552 0.03896 0.02804 -0.1261 0.5505 1.0000
6.750 1.1494 0.04136 0.03054 -0.1230 0.5394 1.0000
7.000 1.1926 0.04037 0.02959 -0.1238 0.5347 1.0000
7.250 1.1894 0.04261 0.03192 -0.1209 0.5240 1.0000
7.500 1.2304 0.04169 0.03104 -0.1214 0.5183 1.0000
7.750 1.2290 0.04378 0.03323 -0.1186 0.5077 1.0000
8.000 1.2703 0.04274 0.03224 -0.1190 0.5009 1.0000
8.250 1.2652 0.04505 0.03467 -0.1160 0.4898 1.0000
8.500 1.3029 0.04434 0.03403 -0.1161 0.4834 1.0000
8.750 1.2913 0.04733 0.03718 -0.1130 0.4727 1.0000
9.000 1.3274 0.04664 0.03658 -0.1129 0.4660 1.0000
9.250 1.3122 0.04997 0.04007 -0.1098 0.4543 1.0000
9.500 1.3576 0.04831 0.03849 -0.1099 0.4476 1.0000
9.750 1.3351 0.05227 0.04262 -0.1066 0.4346 1.0000
10.000 1.3377 0.05421 0.04471 -0.1047 0.4235 1.0000
10.250 1.3672 0.05359 0.04419 -0.1038 0.4145 1.0000
10.500 1.3511 0.05736 0.04812 -0.1014 0.4009 1.0000
10.750 1.3477 0.06005 0.05095 -0.0997 0.3880 1.0000
11.000 1.3638 0.06051 0.05151 -0.0983 0.3762 1.0000
11.250 1.3823 0.06044 0.05153 -0.0967 0.3629 1.0000
11.500 1.3828 0.06244 0.05361 -0.0951 0.3475 1.0000
11.750 1.3806 0.06485 0.05611 -0.0936 0.3314 1.0000
12.000 1.3793 0.06730 0.05861 -0.0923 0.3154 1.0000
12.250 1.3787 0.06982 0.06118 -0.0913 0.2999 1.0000
12.500 1.3784 0.07248 0.06389 -0.0904 0.2851 1.0000
12.750 1.3786 0.07525 0.06672 -0.0897 0.2716 1.0000
13.000 1.3810 0.07786 0.06940 -0.0890 0.2596 1.0000
13.250 1.3870 0.07993 0.07149 -0.0883 0.2483 1.0000
13.500 1.3963 0.08147 0.07301 -0.0874 0.2374 1.0000
13.750 1.3987 0.08419 0.07578 -0.0870 0.2268 1.0000
14.000 1.3991 0.08732 0.07897 -0.0868 0.2166 1.0000
14.250 1.4056 0.08942 0.08107 -0.0862 0.2066 1.0000
14.500 1.4134 0.09129 0.08289 -0.0856 0.1966 1.0000
14.750 1.4110 0.09507 0.08679 -0.0858 0.1872 1.0000
15.000 1.4210 0.09668 0.08833 -0.0850 0.1780 1.0000
15.250 1.4195 0.10040 0.09218 -0.0853 0.1691 1.0000
15.500 1.4251 0.10293 0.09474 -0.0851 0.1609 1.0000
15.750 1.4215 0.10714 0.09912 -0.0858 0.1532 1.0000
16.000 1.4295 0.10934 0.10135 -0.0856 0.1462 1.0000
16.250 1.4140 0.11588 0.10820 -0.0878 0.1404 1.0000
16.500 1.4256 0.11723 0.10953 -0.0874 0.1339 1.0000
16.750 1.4034 0.12533 0.11794 -0.0909 0.1296 1.0000
17.000 1.3830 0.13334 0.12621 -0.0947 0.1252 1.0000
17.250 1.3992 0.13352 0.12633 -0.0939 0.1195 1.0000
17.500 1.3517 0.14811 0.14127 -0.1022 0.1169 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 501 AIRFOIL (goe501-il)