GOE 503 AIRFOIL (goe503-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 503 AIRFOIL (goe503-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 32.3 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe503-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe503-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 503 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.1002 0.11230 0.10796 -0.0770 0.9455 0.1109
-9.250 -0.1090 0.11032 0.10601 -0.0828 0.9351 0.1149
-9.000 -0.1187 0.10705 0.10280 -0.0923 0.9279 0.1160
-8.750 -0.0563 0.10031 0.09594 -0.0892 0.9281 0.1220
-8.500 -0.0542 0.09783 0.09347 -0.0909 0.9169 0.1271
-8.250 -0.0837 0.09653 0.09224 -0.0966 0.9028 0.1301
-8.000 -0.0485 0.09042 0.08609 -0.0982 0.9004 0.1330
-7.750 -0.0166 0.08621 0.08182 -0.1014 0.8977 0.1400
-7.500 -0.0386 0.08445 0.08010 -0.1029 0.8836 0.1439
-7.000 -0.0173 0.07750 0.07309 -0.1047 0.8683 0.1547
-6.750 -0.0478 0.07620 0.07171 -0.1067 0.8531 0.1606
-6.500 -0.1161 0.05976 0.05475 -0.1080 0.8376 0.1014
-6.250 -0.0655 0.06068 0.05583 -0.1097 0.8358 0.1183
-6.000 -0.0603 0.06271 0.05778 -0.1069 0.8244 0.1465
-5.750 -0.0286 0.05877 0.05381 -0.1083 0.8212 0.1494
-5.500 -0.0579 0.05146 0.04605 -0.1046 0.8086 0.1242
-5.250 -0.0490 0.04472 0.03852 -0.1050 0.8039 0.1292
-5.000 -0.0369 0.04568 0.03968 -0.1021 0.7940 0.1356
-4.750 -0.0110 0.04244 0.03602 -0.1028 0.7894 0.1414
-4.500 0.0171 0.03764 0.03030 -0.1039 0.7866 0.1463
-4.250 0.0119 0.03760 0.03028 -0.0985 0.7747 0.1479
-4.000 0.0584 0.03618 0.02873 -0.1016 0.7721 0.1553
-3.750 0.0589 0.03546 0.02770 -0.0971 0.7622 0.1582
-3.500 0.0929 0.03345 0.02525 -0.0980 0.7577 0.1637
-3.250 0.1405 0.03221 0.02386 -0.1011 0.7552 0.1731
-3.000 0.1356 0.03239 0.02371 -0.0955 0.7443 0.1774
-2.750 0.1794 0.03123 0.02256 -0.0981 0.7408 0.1863
-2.500 0.2271 0.03000 0.02112 -0.1012 0.7382 0.2006
-2.250 0.2186 0.03079 0.02186 -0.0951 0.7269 0.2057
-2.000 0.2624 0.02980 0.02073 -0.0975 0.7236 0.2206
-1.750 0.3117 0.02881 0.01959 -0.1009 0.7210 0.2389
-1.500 0.2961 0.02994 0.02064 -0.0937 0.7093 0.2440
-1.250 0.3417 0.02909 0.01971 -0.0965 0.7062 0.2628
-1.000 0.3388 0.02988 0.02059 -0.0915 0.6970 0.2702
-0.750 0.3691 0.02957 0.02023 -0.0918 0.6917 0.2865
-0.500 0.4179 0.02870 0.01928 -0.0950 0.6889 0.3086
-0.250 0.3937 0.03029 0.02086 -0.0867 0.6777 0.3124
0.000 0.4398 0.02947 0.02005 -0.0896 0.6743 0.3331
0.250 0.4927 0.02851 0.01907 -0.0935 0.6717 0.3595
0.500 0.4555 0.03053 0.02116 -0.0832 0.6598 0.3598
0.750 0.5144 0.02945 0.02014 -0.0882 0.6572 0.3898
1.000 0.5780 0.02826 0.01900 -0.0941 0.6549 0.4305
1.250 0.8076 0.02578 0.01775 -0.1326 0.6512 1.0000
1.500 0.8020 0.02675 0.01869 -0.1270 0.6433 1.0000
1.750 0.8397 0.02654 0.01827 -0.1285 0.6391 1.0000
2.000 0.8242 0.02785 0.01961 -0.1212 0.6313 1.0000
2.250 0.8430 0.02814 0.01979 -0.1196 0.6256 1.0000
2.500 0.8879 0.02772 0.01920 -0.1223 0.6221 1.0000
2.750 0.8465 0.02981 0.02139 -0.1109 0.6126 1.0000
3.000 0.8815 0.02964 0.02110 -0.1120 0.6084 1.0000
3.250 0.9338 0.02902 0.02032 -0.1158 0.6054 1.0000
3.500 0.8700 0.03188 0.02332 -0.1011 0.5945 1.0000
3.750 0.9207 0.03117 0.02249 -0.1046 0.5914 1.0000
4.000 0.9802 0.03035 0.02152 -0.1095 0.5888 1.0000
4.250 0.8856 0.03421 0.02554 -0.0903 0.5767 1.0000
4.500 0.9591 0.03284 0.02405 -0.0972 0.5746 1.0000
4.750 0.8483 0.03822 0.02956 -0.0776 0.5603 1.0000
5.000 0.9142 0.03643 0.02767 -0.0821 0.5593 1.0000
5.250 0.9885 0.03481 0.02596 -0.0887 0.5578 1.0000
5.500 0.8363 0.04405 0.03537 -0.0672 0.5380 1.0000
5.750 0.9061 0.04116 0.03241 -0.0707 0.5387 1.0000
6.000 0.9975 0.03786 0.02902 -0.0779 0.5396 1.0000
6.250 0.9140 0.04406 0.03531 -0.0656 0.5254 1.0000
6.500 0.9805 0.04151 0.03271 -0.0690 0.5249 1.0000
6.750 1.0617 0.03879 0.02993 -0.0750 0.5242 1.0000
7.000 0.7438 0.06644 0.05786 -0.0513 0.4788 1.0000
7.250 0.7183 0.07154 0.06299 -0.0493 0.4680 1.0000
7.500 0.7432 0.07168 0.06312 -0.0487 0.4636 1.0000
7.750 0.7849 0.07008 0.06148 -0.0485 0.4615 1.0000
8.000 0.7490 0.07635 0.06781 -0.0466 0.4487 1.0000
8.250 0.7882 0.07488 0.06632 -0.0462 0.4461 1.0000
8.500 0.7597 0.08055 0.07203 -0.0448 0.4342 1.0000
8.750 0.7936 0.07959 0.07106 -0.0442 0.4309 1.0000
9.000 0.8121 0.08031 0.07179 -0.0434 0.4258 1.0000
9.250 0.8814 0.07522 0.06669 -0.0432 0.4280 1.0000
9.500 0.8379 0.08286 0.07439 -0.0419 0.4138 1.0000
9.750 0.8068 0.08917 0.08075 -0.0411 0.4011 1.0000
10.000 0.8414 0.08801 0.07961 -0.0404 0.3986 1.0000
10.250 0.8819 0.08606 0.07768 -0.0397 0.3972 1.0000
10.500 0.8445 0.09338 0.08505 -0.0392 0.3836 1.0000
10.750 0.8857 0.09116 0.08286 -0.0384 0.3819 1.0000
11.000 0.8501 0.09852 0.09027 -0.0382 0.3686 1.0000
11.250 0.8860 0.09699 0.08877 -0.0374 0.3668 1.0000
11.500 0.8451 0.10552 0.09735 -0.0379 0.3539 1.0000
11.750 0.8778 0.10440 0.09628 -0.0370 0.3517 1.0000
12.000 0.9132 0.10287 0.09478 -0.0361 0.3503 1.0000
12.250 0.8680 0.11224 0.10421 -0.0371 0.3370 1.0000
12.500 0.9036 0.11060 0.10261 -0.0361 0.3354 1.0000
12.750 0.5825 0.14072 0.13369 -0.0344 0.3658 1.0000
13.000 0.5332 0.14013 0.13320 -0.0349 0.3584 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 503 AIRFOIL (goe503-il)