GOE 503 AIRFOIL (goe503-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 503 AIRFOIL (goe503-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.74 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe503-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe503-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.1341 0.11647 0.11016 -0.0741 0.9412 0.0637
-9.750 -0.1227 0.11224 0.10592 -0.0780 0.9350 0.0642
-9.500 -0.1178 0.10876 0.10246 -0.0801 0.9252 0.0653
-9.250 -0.1080 0.10451 0.09819 -0.0842 0.9191 0.0669
-9.000 -0.1087 0.10099 0.09469 -0.0860 0.9083 0.0679
-8.750 -0.1022 0.09616 0.08986 -0.0906 0.9024 0.0687
-8.500 -0.1082 0.09270 0.08643 -0.0918 0.8905 0.0690
-8.250 -0.1163 0.08895 0.08271 -0.0936 0.8797 0.0695
-7.750 -0.1434 0.07955 0.07330 -0.0981 0.8584 0.0711
-7.500 -0.1313 0.07874 0.07250 -0.0966 0.8493 0.0743
-7.250 -0.1263 0.07497 0.06865 -0.0984 0.8419 0.0771
-7.000 -0.1380 0.07161 0.06523 -0.0975 0.8303 0.0788
-6.750 -0.1475 0.06538 0.05877 -0.0994 0.8222 0.0817
-6.500 -0.1496 0.06201 0.05525 -0.0984 0.8125 0.0849
-6.250 -0.1338 0.06086 0.05399 -0.0978 0.8055 0.0911
-6.000 -0.1463 0.05430 0.04680 -0.0971 0.7962 0.0962
-5.750 -0.1083 0.05482 0.04742 -0.0981 0.7929 0.1036
-5.500 -0.1152 0.05236 0.04464 -0.0947 0.7814 0.1077
-5.250 -0.0926 0.04910 0.04093 -0.0955 0.7774 0.1141
-5.000 -0.0894 0.04846 0.04018 -0.0922 0.7668 0.1169
-4.750 -0.0657 0.04568 0.03685 -0.0925 0.7625 0.1239
-4.500 -0.0604 0.04391 0.03463 -0.0898 0.7533 0.1277
-4.250 -0.0346 0.04294 0.03353 -0.0896 0.7479 0.1316
-4.000 -0.0011 0.04116 0.03130 -0.0907 0.7447 0.1393
-3.750 0.0011 0.04061 0.03042 -0.0870 0.7341 0.1432
-3.500 0.0329 0.03966 0.02934 -0.0876 0.7300 0.1483
-3.250 0.0475 0.03921 0.02861 -0.0856 0.7223 0.1546
-3.000 0.0697 0.03871 0.02792 -0.0848 0.7158 0.1615
-2.750 0.1062 0.03765 0.02651 -0.0860 0.7125 0.1715
-2.500 0.1118 0.03795 0.02674 -0.0828 0.7029 0.1762
-2.250 0.1412 0.03748 0.02600 -0.0830 0.6980 0.1881
-2.000 0.1802 0.03678 0.02518 -0.0845 0.6950 0.2008
-1.750 0.1794 0.03756 0.02584 -0.0805 0.6844 0.2077
-1.500 0.2143 0.03712 0.02520 -0.0815 0.6804 0.2233
-1.250 0.2583 0.03648 0.02441 -0.0839 0.6778 0.2410
-1.000 0.2521 0.03767 0.02564 -0.0793 0.6665 0.2462
-0.750 0.2917 0.03718 0.02499 -0.0810 0.6631 0.2632
-0.500 0.2979 0.03810 0.02581 -0.0782 0.6543 0.2739
-0.250 0.3257 0.03807 0.02572 -0.0783 0.6490 0.2880
0.000 0.3652 0.03755 0.02508 -0.0799 0.6460 0.3072
0.500 0.3908 0.03878 0.02630 -0.0762 0.6316 0.3342
0.750 0.4292 0.03817 0.02563 -0.0774 0.6290 0.3589
1.250 0.4476 0.03962 0.02719 -0.0729 0.6144 0.3957
1.750 0.5469 0.03935 0.02851 -0.0833 0.6022 1.0000
2.000 0.5770 0.03936 0.02822 -0.0833 0.5986 1.0000
2.250 0.6142 0.03903 0.02760 -0.0841 0.5962 1.0000
2.500 0.5871 0.04177 0.03035 -0.0778 0.5838 1.0000
2.750 0.6198 0.04157 0.02993 -0.0779 0.5813 1.0000
3.250 0.6274 0.04435 0.03253 -0.0727 0.5662 1.0000
3.750 0.6359 0.04747 0.03550 -0.0682 0.5512 1.0000
4.000 0.6546 0.04808 0.03600 -0.0671 0.5466 1.0000
4.500 0.6748 0.05063 0.03843 -0.0639 0.5336 1.0000
5.000 0.6822 0.05437 0.04210 -0.0603 0.5183 1.0000
5.250 0.7129 0.05404 0.04167 -0.0600 0.5162 1.0000
5.500 0.6889 0.05836 0.04604 -0.0571 0.5032 1.0000
5.750 0.7181 0.05817 0.04577 -0.0567 0.5008 1.0000
6.250 0.7229 0.06249 0.05008 -0.0537 0.4855 1.0000
6.750 0.7277 0.06697 0.05455 -0.0510 0.4705 1.0000
7.000 0.7561 0.06686 0.05440 -0.0506 0.4681 1.0000
7.250 0.7336 0.07152 0.05911 -0.0488 0.4561 1.0000
7.500 0.7592 0.07163 0.05921 -0.0483 0.4530 1.0000
8.000 0.7633 0.07647 0.06409 -0.0462 0.4383 1.0000
8.250 0.7923 0.07620 0.06381 -0.0457 0.4359 1.0000
8.500 0.7701 0.08110 0.06876 -0.0445 0.4239 1.0000
8.750 0.7953 0.08122 0.06888 -0.0440 0.4210 1.0000
9.000 0.7790 0.08563 0.07335 -0.0430 0.4101 1.0000
9.250 0.8015 0.08594 0.07369 -0.0425 0.4063 1.0000
9.750 0.8090 0.09061 0.07843 -0.0412 0.3918 1.0000
10.000 0.8366 0.09029 0.07815 -0.0406 0.3891 1.0000
10.250 0.8169 0.09536 0.08329 -0.0401 0.3775 1.0000
10.500 0.8422 0.09524 0.08319 -0.0395 0.3743 1.0000
10.750 0.8262 0.10001 0.08803 -0.0393 0.3635 1.0000
11.000 0.8474 0.10036 0.08841 -0.0387 0.3597 1.0000
11.500 0.8508 0.10597 0.09416 -0.0383 0.3455 1.0000
11.750 0.8748 0.10597 0.09421 -0.0377 0.3429 1.0000
12.000 0.8531 0.11197 0.10028 -0.0382 0.3319 1.0000
12.250 0.8736 0.11237 0.10074 -0.0376 0.3285 1.0000
12.750 0.8717 0.11911 0.10761 -0.0380 0.3148 1.0000
13.000 0.8911 0.11982 0.10840 -0.0377 0.3123 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 503 AIRFOIL (goe503-il)