GOE 502 AIRFOIL (goe502-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 502 AIRFOIL (goe502-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.38 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe502-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe502-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 502 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3177 0.13854 0.13217 -0.0147 1.0000 0.2340
-8.000 -0.3515 0.14072 0.13447 -0.0137 1.0000 0.2370
-7.750 -0.3628 0.13911 0.13295 -0.0126 1.0000 0.2383
-7.500 -0.3401 0.13407 0.12791 -0.0110 1.0000 0.2413
-7.250 -0.3369 0.13201 0.12589 -0.0093 1.0000 0.2453
-7.000 -0.3441 0.13093 0.12487 -0.0079 1.0000 0.2503
-6.750 -0.3717 0.13177 0.12582 -0.0066 1.0000 0.2549
-6.500 -0.4152 0.13386 0.12804 -0.0045 1.0000 0.2563
-6.250 -0.3801 0.12739 0.12157 -0.0038 1.0000 0.2599
-6.000 -0.3724 0.12509 0.11930 -0.0024 0.9997 0.2652
-5.750 -0.3771 0.12456 0.11879 -0.0061 0.9916 0.2741
-5.500 -0.4296 0.12701 0.12135 -0.0061 0.9874 0.2761
-5.250 -0.3360 0.11755 0.11176 -0.0123 0.9733 0.2838
-5.000 -0.3344 0.11608 0.11030 -0.0136 0.9652 0.2910
-4.750 -0.3880 0.11818 0.11251 -0.0149 0.9607 0.2962
-4.500 -0.3452 0.11233 0.10663 -0.0152 0.9506 0.3000
-4.250 -0.3268 0.10974 0.10404 -0.0157 0.9421 0.3077
-4.000 -0.3533 0.10988 0.10421 -0.0222 0.9376 0.3173
-3.750 -0.3359 0.10593 0.10029 -0.0177 0.9291 0.3208
-3.500 -0.3122 0.10336 0.09768 -0.0195 0.9212 0.3290
-3.250 -0.3047 0.08169 0.07534 -0.0586 0.9254 0.2002
-3.000 -0.2794 0.07764 0.07117 -0.0630 0.9166 0.1959
-2.750 -0.2357 0.07073 0.06386 -0.0749 0.9089 0.1941
-2.500 -0.1840 0.06406 0.05653 -0.0868 0.8993 0.1970
-2.250 -0.1430 0.06015 0.05204 -0.0937 0.8918 0.2044
-2.000 -0.1083 0.05940 0.05108 -0.0964 0.8825 0.2160
-1.750 -0.0883 0.05879 0.05040 -0.0968 0.8760 0.2258
-1.500 -0.0425 0.05854 0.04993 -0.1004 0.8667 0.2518
-1.250 -0.0352 0.05860 0.05002 -0.0985 0.8619 0.2678
-1.000 -0.0122 0.05862 0.04986 -0.0990 0.8556 0.2984
-0.750 -0.0717 0.05980 0.05121 -0.0908 0.9177 0.2809
-0.500 -0.0389 0.06084 0.05217 -0.0922 0.9066 0.3147
-0.250 -0.0148 0.06138 0.05265 -0.0924 0.8919 0.3394
0.000 0.0788 0.06239 0.05369 -0.0978 0.8301 0.3982
0.250 0.0818 0.06305 0.05445 -0.0955 0.8282 0.4102
0.500 0.0953 0.06378 0.05506 -0.0954 0.8276 0.4246
0.750 0.1094 0.06466 0.05587 -0.0951 0.8279 0.4368
1.000 0.1300 0.06579 0.05694 -0.0959 0.8298 0.4492
1.250 0.0550 0.06700 0.05829 -0.0870 0.9074 0.4393
1.500 0.0791 0.06840 0.05965 -0.0880 0.9034 0.4526
1.750 0.0937 0.06844 0.05956 -0.0879 0.8946 0.4644
2.000 0.1263 0.07019 0.06116 -0.0903 0.8882 0.4822
2.250 0.1443 0.07140 0.06237 -0.0905 0.8844 0.4958
2.500 0.1611 0.07181 0.06274 -0.0905 0.8742 0.5104
2.750 0.2002 0.07450 0.06531 -0.0938 0.8681 0.5334
3.000 0.2062 0.07469 0.06547 -0.0926 0.8625 0.5470
3.250 0.2327 0.07611 0.06686 -0.0939 0.8530 0.5696
3.500 0.2657 0.07882 0.06953 -0.0963 0.8482 0.5975
3.750 0.2723 0.07879 0.06957 -0.0951 0.8378 0.6170
4.000 0.3070 0.08124 0.07211 -0.0976 0.8318 0.6545
4.250 0.3149 0.08190 0.07291 -0.0967 0.8242 0.6853
4.500 0.3429 0.08327 0.07469 -0.0979 0.8153 0.7562
4.750 0.3582 0.08417 0.07584 -0.0986 0.8083 1.0000
5.000 0.3863 0.08626 0.07757 -0.1015 0.7978 1.0000
5.250 0.4167 0.08958 0.08058 -0.1041 0.7924 1.0000
5.500 0.4262 0.09043 0.08130 -0.1035 0.7801 1.0000
5.750 0.4655 0.09471 0.08535 -0.1067 0.7752 1.0000
6.000 0.4585 0.09453 0.08514 -0.1042 0.7638 1.0000
6.250 0.4952 0.09833 0.08880 -0.1068 0.7572 1.0000
6.500 0.4912 0.09885 0.08929 -0.1049 0.7467 1.0000
6.750 0.5224 0.10212 0.09246 -0.1067 0.7393 1.0000
7.000 0.5234 0.10344 0.09377 -0.1055 0.7303 1.0000
7.250 0.5507 0.10630 0.09657 -0.1069 0.7208 1.0000
7.500 0.5570 0.10837 0.09861 -0.1064 0.7134 1.0000
7.750 0.5796 0.11081 0.10102 -0.1072 0.7017 1.0000
8.000 0.5865 0.11298 0.10319 -0.1068 0.6931 1.0000
8.250 0.6136 0.11587 0.10606 -0.1080 0.6811 1.0000
8.500 0.6139 0.11746 0.10767 -0.1070 0.6698 1.0000
8.750 0.6568 0.12214 0.11233 -0.1095 0.6597 1.0000
9.000 0.6467 0.12246 0.11269 -0.1078 0.6458 1.0000
9.250 0.6606 0.12539 0.11564 -0.1081 0.6356 1.0000
9.500 0.6932 0.12899 0.11925 -0.1095 0.6222 1.0000
9.750 0.6884 0.13018 0.12047 -0.1085 0.6079 1.0000
10.000 0.6981 0.13301 0.12334 -0.1088 0.5967 1.0000
10.250 0.7380 0.13764 0.12799 -0.1104 0.5839 1.0000
10.500 0.7334 0.13861 0.12901 -0.1097 0.5685 1.0000
10.750 0.7334 0.14101 0.13145 -0.1096 0.5568 1.0000
11.000 0.7667 0.14553 0.13600 -0.1109 0.5465 1.0000
11.250 0.7650 0.14684 0.13735 -0.1105 0.5321 1.0000
11.500 0.7702 0.15008 0.14061 -0.1111 0.5247 1.0000
11.750 0.7917 0.15309 0.14366 -0.1116 0.5120 1.0000
12.000 0.7876 0.15559 0.14620 -0.1120 0.5046 1.0000
12.250 0.8090 0.15878 0.14944 -0.1125 0.4937 1.0000
12.500 0.8140 0.16225 0.15294 -0.1134 0.4889 1.0000
12.750 0.8192 0.16411 0.15484 -0.1137 0.4773 1.0000
13.000 0.8455 0.16929 0.16006 -0.1147 0.4720 1.0000
13.250 0.8319 0.16982 0.16062 -0.1153 0.4630 1.0000
13.500 0.8646 0.17481 0.16569 -0.1158 0.4550 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 502 AIRFOIL (goe502-il)