GOE 502 AIRFOIL (goe502-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 502 AIRFOIL (goe502-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.75 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe502-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe502-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2059 0.11730 0.10984 -0.0615 0.9628 0.0943
-9.000 -0.2059 0.11193 0.10444 -0.0667 0.9564 0.0923
-8.750 -0.2007 0.10817 0.10068 -0.0694 0.9487 0.0923
-8.500 -0.1949 0.10380 0.09629 -0.0734 0.9419 0.0925
-8.250 -0.1813 0.10136 0.09387 -0.0748 0.9344 0.0935
-8.000 -0.1750 0.09754 0.09004 -0.0777 0.9268 0.0937
-7.750 -0.1833 0.09275 0.08526 -0.0807 0.9174 0.0929
-7.500 -0.1913 0.08770 0.08020 -0.0841 0.9084 0.0925
-7.250 -0.2020 0.08420 0.07672 -0.0848 0.8977 0.0923
-7.000 -0.2092 0.07754 0.07002 -0.0905 0.8890 0.0924
-6.750 -0.2419 0.06738 0.05974 -0.0984 0.8754 0.0924
-6.500 -0.2155 0.06624 0.05862 -0.0998 0.8702 0.0942
-6.250 -0.2296 0.05852 0.05061 -0.1061 0.8586 0.0952
-6.000 -0.2133 0.05201 0.04361 -0.1136 0.8523 0.0974
-5.750 -0.1992 0.04753 0.03861 -0.1173 0.8443 0.0993
-5.500 -0.1765 0.04391 0.03439 -0.1205 0.8372 0.1020
-5.250 -0.1435 0.04299 0.03349 -0.1220 0.8327 0.1052
-5.000 -0.1276 0.04191 0.03222 -0.1215 0.8237 0.1085
-4.750 -0.0976 0.04009 0.03004 -0.1232 0.8177 0.1131
-4.500 -0.0616 0.03906 0.02898 -0.1250 0.8138 0.1177
-4.250 -0.0474 0.03835 0.02805 -0.1237 0.8038 0.1229
-4.000 -0.0151 0.03760 0.02730 -0.1248 0.7985 0.1302
-3.750 0.0144 0.03678 0.02638 -0.1255 0.7927 0.1400
-3.500 0.0353 0.03631 0.02582 -0.1249 0.7840 0.1514
-3.250 0.0705 0.03576 0.02533 -0.1261 0.7796 0.1692
-3.000 0.0904 0.03578 0.02535 -0.1252 0.7709 0.1857
-2.750 0.1189 0.03569 0.02522 -0.1253 0.7643 0.2050
-2.500 0.1565 0.03542 0.02486 -0.1266 0.7604 0.2271
-2.250 0.1698 0.03600 0.02545 -0.1246 0.7502 0.2413
-2.000 0.2006 0.03604 0.02544 -0.1249 0.7446 0.2610
-1.750 0.2381 0.03580 0.02515 -0.1259 0.7411 0.2809
-1.500 0.2482 0.03639 0.02562 -0.1237 0.7299 0.2937
-1.250 0.2801 0.03620 0.02539 -0.1240 0.7249 0.3089
-1.000 0.3185 0.03568 0.02481 -0.1252 0.7216 0.3220
-0.750 0.3257 0.03637 0.02539 -0.1227 0.7101 0.3306
-0.500 0.3575 0.03607 0.02505 -0.1230 0.7050 0.3415
-0.250 0.3971 0.03555 0.02436 -0.1245 0.7018 0.3564
0.250 0.4334 0.03637 0.02508 -0.1220 0.6850 0.3779
0.500 0.4722 0.03592 0.02457 -0.1232 0.6817 0.3934
1.000 0.5054 0.03712 0.02568 -0.1205 0.6649 0.4185
1.250 0.5434 0.03669 0.02522 -0.1215 0.6616 0.4357
1.750 0.5731 0.03815 0.02670 -0.1185 0.6450 0.4635
2.000 0.6108 0.03771 0.02625 -0.1195 0.6419 0.4850
2.500 0.6380 0.03942 0.02805 -0.1164 0.6255 0.5201
2.750 0.6751 0.03890 0.02763 -0.1172 0.6226 0.5486
3.250 0.6973 0.04086 0.02988 -0.1137 0.6064 0.6039
3.500 0.7320 0.04011 0.02943 -0.1137 0.6037 0.6758
4.000 0.7463 0.04219 0.03182 -0.1094 0.5872 1.0000
4.250 0.7853 0.04189 0.03132 -0.1103 0.5848 1.0000
4.750 0.8007 0.04530 0.03459 -0.1073 0.5684 1.0000
5.000 0.8385 0.04492 0.03408 -0.1078 0.5662 1.0000
5.500 0.8483 0.04893 0.03804 -0.1046 0.5495 1.0000
6.250 0.8904 0.05316 0.04219 -0.1018 0.5303 1.0000
6.750 0.8949 0.05830 0.04735 -0.0994 0.5132 1.0000
7.000 0.9273 0.05805 0.04707 -0.0991 0.5109 1.0000
7.500 0.9277 0.06379 0.05286 -0.0968 0.4935 1.0000
7.750 0.9607 0.06341 0.05247 -0.0965 0.4913 1.0000
8.000 0.9295 0.06948 0.05863 -0.0949 0.4766 1.0000
8.250 0.9599 0.06936 0.05851 -0.0945 0.4736 1.0000
8.750 0.9670 0.07433 0.06356 -0.0926 0.4561 1.0000
9.000 1.0031 0.07309 0.06233 -0.0918 0.4526 1.0000
9.500 0.9877 0.08005 0.06940 -0.0898 0.4276 1.0000
9.750 1.0082 0.08044 0.06982 -0.0889 0.4206 1.0000
10.000 1.0431 0.07908 0.06850 -0.0879 0.4172 1.0000
10.250 1.0245 0.08424 0.07372 -0.0874 0.4032 1.0000
10.500 1.0567 0.08314 0.07268 -0.0863 0.3996 1.0000
10.750 1.0408 0.08807 0.07769 -0.0861 0.3857 1.0000
11.000 1.0726 0.08687 0.07654 -0.0849 0.3819 1.0000
11.250 1.0580 0.09176 0.08151 -0.0848 0.3681 1.0000
11.500 1.0896 0.09045 0.08027 -0.0836 0.3644 1.0000
12.000 1.1080 0.09376 0.08372 -0.0823 0.3468 1.0000
12.250 1.0942 0.09884 0.08888 -0.0826 0.3324 1.0000
12.500 1.1262 0.09710 0.08722 -0.0811 0.3292 1.0000
13.000 1.1031 0.10718 0.09744 -0.0824 0.3022 1.0000
13.250 1.1270 0.10657 0.09690 -0.0812 0.2974 1.0000
13.750 1.1399 0.11117 0.10164 -0.0810 0.2805 1.0000
14.250 1.1483 0.11675 0.10735 -0.0814 0.2642 1.0000
14.750 1.1533 0.12309 0.11381 -0.0823 0.2483 1.0000
15.000 1.1854 0.12063 0.11141 -0.0804 0.2457 1.0000
15.500 1.1900 0.12668 0.11757 -0.0815 0.2294 1.0000
15.750 1.1671 0.13481 0.12578 -0.0847 0.2176 1.0000
16.000 1.2071 0.13020 0.12122 -0.0817 0.2148 1.0000
16.500 1.2123 0.13621 0.12734 -0.0833 0.1999 1.0000
16.750 1.1779 0.14724 0.13845 -0.0885 0.1883 1.0000
17.000 1.2103 0.14394 0.13519 -0.0860 0.1854 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 502 AIRFOIL (goe502-il)