GOE 503 AIRFOIL (goe503-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 503 AIRFOIL (goe503-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.16 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe503-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe503-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2909 0.15296 0.14729 -0.0268 1.0000 0.1596
-10.500 -0.3145 0.15429 0.14876 -0.0259 1.0000 0.1608
-10.250 -0.3403 0.15574 0.15033 -0.0250 1.0000 0.1613
-10.000 -0.3093 0.14781 0.14238 -0.0220 1.0000 0.1659
-9.750 -0.3141 0.14637 0.14102 -0.0203 1.0000 0.1702
-9.500 -0.3267 0.14582 0.14054 -0.0192 1.0000 0.1740
-9.250 -0.3482 0.14632 0.14115 -0.0185 1.0000 0.1762
-9.000 -0.3754 0.14738 0.14233 -0.0179 1.0000 0.1770
-8.750 -0.3579 0.14169 0.13666 -0.0158 1.0000 0.1803
-8.500 -0.3337 0.13760 0.13253 -0.0196 0.9937 0.1875
-8.250 -0.3451 0.13704 0.13202 -0.0243 0.9859 0.1929
-8.000 -0.3216 0.13155 0.12652 -0.0274 0.9783 0.1970
-7.750 -0.3036 0.12820 0.12313 -0.0307 0.9711 0.2070
-7.500 -0.3295 0.12840 0.12342 -0.0322 0.9622 0.2100
-7.250 -0.2894 0.12203 0.11698 -0.0345 0.9554 0.2199
-7.000 -0.3054 0.12113 0.11613 -0.0350 0.9468 0.2254
-6.750 -0.3408 0.12158 0.11667 -0.0348 0.9389 0.2272
-6.500 -0.2991 0.11527 0.11031 -0.0359 0.9317 0.2372
-6.250 -0.3211 0.11449 0.10958 -0.0354 0.9245 0.2422
-6.000 -0.3583 0.11476 0.10988 -0.0364 0.9172 0.2447
-5.750 -0.3227 0.10929 0.10440 -0.0357 0.9108 0.2582
-5.500 -0.3570 0.10929 0.10442 -0.0353 0.9044 0.2615
-5.250 -0.3320 0.10464 0.09977 -0.0348 0.8981 0.2754
-5.000 -0.3503 0.10293 0.09807 -0.0340 0.8927 0.2809
-4.750 -0.3474 0.10049 0.09564 -0.0317 0.8873 0.2922
-4.500 -0.3387 0.09746 0.09258 -0.0320 0.8822 0.3070
-4.250 -0.3467 0.09537 0.09049 -0.0300 0.8776 0.3185
-4.000 -0.3551 0.09356 0.08866 -0.0285 0.8742 0.3326
-3.750 -0.3548 0.09125 0.08634 -0.0264 0.8709 0.3504
-3.500 -0.3559 0.08991 0.08491 -0.0257 0.8684 0.3792
-3.250 -0.3477 0.08655 0.08162 -0.0220 0.8636 0.4035
-3.000 -0.3563 0.08473 0.07983 -0.0177 0.8628 0.4336
-2.750 -0.3636 0.08292 0.07808 -0.0124 0.8630 0.4688
-2.500 -0.3685 0.08107 0.07629 -0.0075 0.8645 0.5061
-2.250 -0.2540 0.07333 0.06626 -0.0456 0.8655 0.2460
-1.750 -0.3455 0.07346 0.06671 -0.0278 0.9539 0.2439
-1.500 -0.3217 0.07142 0.06440 -0.0290 0.9466 0.2415
-1.250 -0.2920 0.07036 0.06291 -0.0312 0.9423 0.2402
-1.000 -0.2773 0.06855 0.06078 -0.0307 0.9357 0.2396
-0.750 -0.2435 0.06820 0.05978 -0.0330 0.9288 0.2445
-0.500 -0.2301 0.06730 0.05875 -0.0322 0.9238 0.2477
-0.250 -0.2051 0.06724 0.05849 -0.0329 0.9152 0.2545
0.000 -0.1813 0.06750 0.05827 -0.0335 0.9106 0.2629
0.250 -0.1632 0.06717 0.05788 -0.0332 0.9011 0.2705
0.500 -0.1341 0.06822 0.05859 -0.0345 0.8960 0.2821
0.750 -0.1201 0.06788 0.05809 -0.0336 0.8863 0.2927
1.000 -0.0885 0.06937 0.05938 -0.0355 0.8803 0.3089
1.250 -0.0749 0.06908 0.05900 -0.0346 0.8701 0.3215
1.500 -0.0443 0.07085 0.06059 -0.0362 0.8646 0.3414
1.750 -0.0292 0.07079 0.06043 -0.0357 0.8537 0.3571
2.000 0.0026 0.07253 0.06193 -0.0381 0.8475 0.3800
2.250 0.0311 0.07332 0.06268 -0.0402 0.8368 0.4025
2.500 0.0571 0.07471 0.06399 -0.0419 0.8301 0.4272
2.750 0.0911 0.07609 0.06543 -0.0446 0.8197 0.4615
3.000 0.1081 0.07682 0.06636 -0.0449 0.8120 0.4929
3.250 0.1860 0.07934 0.07039 -0.0574 0.8030 1.0000
3.500 0.1940 0.08030 0.07108 -0.0560 0.7929 1.0000
3.750 0.2336 0.08387 0.07422 -0.0590 0.7855 1.0000
4.000 0.2324 0.08396 0.07416 -0.0564 0.7742 1.0000
4.250 0.2607 0.08700 0.07693 -0.0579 0.7684 1.0000
4.500 0.2665 0.08767 0.07748 -0.0563 0.7568 1.0000
4.750 0.2810 0.08969 0.07934 -0.0560 0.7494 1.0000
5.000 0.3011 0.09161 0.08111 -0.0563 0.7391 1.0000
5.250 0.3088 0.09324 0.08265 -0.0553 0.7319 1.0000
5.500 0.3316 0.09548 0.08476 -0.0560 0.7222 1.0000
5.750 0.3359 0.09687 0.08609 -0.0547 0.7138 1.0000
6.000 0.3615 0.09950 0.08860 -0.0557 0.7051 1.0000
6.250 0.3629 0.10077 0.08982 -0.0541 0.6968 1.0000
6.500 0.3908 0.10364 0.09261 -0.0554 0.6881 1.0000
6.750 0.3892 0.10471 0.09365 -0.0536 0.6791 1.0000
7.000 0.4175 0.10780 0.09666 -0.0550 0.6714 1.0000
7.250 0.4149 0.10879 0.09764 -0.0532 0.6615 1.0000
7.500 0.4477 0.11247 0.10124 -0.0550 0.6542 1.0000
7.750 0.4404 0.11300 0.10178 -0.0529 0.6439 1.0000
8.000 0.4764 0.11724 0.10597 -0.0550 0.6374 1.0000
8.250 0.4666 0.11738 0.10611 -0.0527 0.6259 1.0000
8.500 0.4918 0.12105 0.10975 -0.0539 0.6201 1.0000
8.750 0.4927 0.12195 0.11066 -0.0527 0.6084 1.0000
9.000 0.5008 0.12429 0.11300 -0.0524 0.6008 1.0000
9.250 0.5206 0.12684 0.11555 -0.0529 0.5908 1.0000
9.500 0.5204 0.12862 0.11733 -0.0521 0.5830 1.0000
9.750 0.5456 0.13179 0.12049 -0.0530 0.5740 1.0000
10.000 0.5411 0.13308 0.12181 -0.0520 0.5648 1.0000
10.250 0.5689 0.13671 0.12545 -0.0531 0.5576 1.0000
10.500 0.5610 0.13784 0.12660 -0.0521 0.5495 1.0000
10.750 0.5850 0.14113 0.12990 -0.0529 0.5420 1.0000
11.000 0.5810 0.14265 0.13143 -0.0523 0.5344 1.0000
11.250 0.6014 0.14557 0.13439 -0.0529 0.5264 1.0000
11.500 0.6065 0.14815 0.13698 -0.0530 0.5219 1.0000
11.750 0.6112 0.14977 0.13862 -0.0529 0.5133 1.0000
12.000 0.6369 0.15389 0.14279 -0.0539 0.5089 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 503 AIRFOIL (goe503-il)