GOE 504 AIRFOIL (goe504-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 504 AIRFOIL (goe504-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.67 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe504-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe504-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 504 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 -0.2933 0.14756 0.14193 -0.0245 1.0000 0.2340
-10.500 -0.3162 0.14812 0.14260 -0.0232 1.0000 0.2393
-10.250 -0.3373 0.14777 0.14238 -0.0220 1.0000 0.2413
-10.000 -0.3195 0.14360 0.13821 -0.0198 1.0000 0.2458
-9.750 -0.3256 0.14222 0.13690 -0.0182 1.0000 0.2511
-9.500 -0.3567 0.14311 0.13790 -0.0171 1.0000 0.2560
-9.250 -0.3600 0.14036 0.13523 -0.0158 1.0000 0.2584
-9.000 -0.3521 0.13747 0.13235 -0.0141 1.0000 0.2621
-8.750 -0.3588 0.13600 0.13093 -0.0126 1.0000 0.2674
-8.500 -0.3930 0.13649 0.13156 -0.0115 1.0000 0.2724
-8.250 -0.3837 0.13262 0.12770 -0.0118 0.9981 0.2754
-8.000 -0.3577 0.12858 0.12361 -0.0156 0.9909 0.2855
-7.750 -0.3959 0.12854 0.12368 -0.0182 0.9846 0.2898
-7.500 -0.3438 0.12172 0.11677 -0.0213 0.9769 0.2945
-7.250 -0.3319 0.11825 0.11328 -0.0245 0.9703 0.2977
-7.000 -0.3358 0.11553 0.11059 -0.0254 0.9626 0.2997
-6.750 -0.4976 0.10096 0.09620 -0.0358 0.9642 0.1798
-6.500 -0.5494 0.08717 0.08213 -0.0420 0.9645 0.1491
-6.250 -0.5392 0.08329 0.07817 -0.0430 0.9585 0.1466
-6.000 -0.5750 0.07162 0.06567 -0.0454 0.9598 0.1347
-5.750 -0.5614 0.06710 0.06073 -0.0470 0.9537 0.1341
-5.500 -0.6438 0.06898 0.06317 -0.0278 1.0000 0.1341
-5.250 -0.6382 0.06499 0.05888 -0.0275 1.0000 0.1331
-5.000 -0.6310 0.06098 0.05442 -0.0272 1.0000 0.1326
-4.750 -0.6210 0.05749 0.05048 -0.0266 1.0000 0.1321
-4.500 -0.6089 0.05450 0.04700 -0.0258 1.0000 0.1317
-4.250 -0.5953 0.05205 0.04406 -0.0250 1.0000 0.1319
-4.000 -0.5804 0.05008 0.04155 -0.0240 1.0000 0.1339
-3.750 -0.5651 0.04864 0.03980 -0.0231 1.0000 0.1367
-3.500 -0.5493 0.04774 0.03884 -0.0222 1.0000 0.1405
-3.250 -0.5324 0.04683 0.03771 -0.0213 1.0000 0.1443
-3.000 -0.5115 0.04617 0.03666 -0.0209 0.9990 0.1487
-2.750 -0.4794 0.04667 0.03720 -0.0226 0.9935 0.1569
-2.500 -0.4537 0.04678 0.03728 -0.0232 0.9880 0.1688
-2.250 -0.4204 0.04779 0.03831 -0.0250 0.9820 0.1889
-2.000 -0.3958 0.04786 0.03856 -0.0253 0.9751 0.2255
-1.750 -0.3724 0.04909 0.04041 -0.0245 0.9693 0.3553
-1.500 -0.3597 0.04941 0.04083 -0.0229 0.9616 0.4109
-1.250 -0.3332 0.05141 0.04283 -0.0234 0.9549 0.4607
-1.000 -0.3193 0.05159 0.04308 -0.0221 0.9465 0.4955
-0.750 -0.2909 0.05361 0.04518 -0.0229 0.9397 0.5405
-0.500 -0.2775 0.05363 0.04530 -0.0216 0.9307 0.5749
-0.250 -0.2491 0.05547 0.04726 -0.0224 0.9240 0.6221
0.000 -0.2322 0.05554 0.04744 -0.0218 0.9141 0.6577
0.250 -0.2012 0.05709 0.04917 -0.0235 0.9078 0.7055
0.500 -0.0994 0.05969 0.05259 -0.0408 0.8944 1.0000
0.750 -0.0821 0.06020 0.05251 -0.0426 0.8847 1.0000
1.000 -0.0493 0.06263 0.05441 -0.0457 0.8769 1.0000
1.250 -0.0291 0.06374 0.05520 -0.0462 0.8648 1.0000
1.500 -0.0158 0.06488 0.05610 -0.0458 0.8561 1.0000
1.750 0.0219 0.06793 0.05879 -0.0490 0.8467 1.0000
2.000 0.0275 0.06818 0.05889 -0.0473 0.8353 1.0000
2.250 0.0459 0.06997 0.06049 -0.0476 0.8276 1.0000
2.500 0.0753 0.07224 0.06254 -0.0493 0.8163 1.0000
2.750 0.0812 0.07296 0.06312 -0.0478 0.8057 1.0000
3.000 0.1100 0.07570 0.06567 -0.0496 0.7984 1.0000
3.250 0.1231 0.07676 0.06660 -0.0490 0.7862 1.0000
3.500 0.1331 0.07812 0.06785 -0.0482 0.7767 1.0000
3.750 0.1697 0.08138 0.07093 -0.0508 0.7678 1.0000
4.000 0.1685 0.08171 0.07120 -0.0486 0.7568 1.0000
4.250 0.1903 0.08419 0.07356 -0.0494 0.7495 1.0000
4.500 0.2073 0.08578 0.07505 -0.0494 0.7381 1.0000
4.750 0.2141 0.08727 0.07648 -0.0485 0.7296 1.0000
5.000 0.2451 0.09015 0.07924 -0.0503 0.7206 1.0000
5.250 0.2445 0.09097 0.08003 -0.0484 0.7104 1.0000
5.500 0.2825 0.09486 0.08379 -0.0511 0.7035 1.0000
5.750 0.2745 0.09497 0.08389 -0.0485 0.6929 1.0000
6.000 0.3042 0.09843 0.08726 -0.0503 0.6870 1.0000
6.250 0.3053 0.09913 0.08794 -0.0487 0.6754 1.0000
6.500 0.3228 0.10186 0.09062 -0.0493 0.6698 1.0000
6.750 0.3315 0.10327 0.09201 -0.0487 0.6594 1.0000
7.000 0.3495 0.10612 0.09481 -0.0493 0.6540 1.0000
7.250 0.3588 0.10755 0.09622 -0.0487 0.6430 1.0000
7.500 0.3718 0.11012 0.09876 -0.0489 0.6374 1.0000
7.750 0.3811 0.11172 0.10035 -0.0485 0.6279 1.0000
8.000 0.4072 0.11541 0.10401 -0.0499 0.6233 1.0000
8.250 0.4033 0.11598 0.10459 -0.0484 0.6130 1.0000
8.500 0.4381 0.12036 0.10893 -0.0504 0.6079 1.0000
8.750 0.4252 0.12033 0.10892 -0.0484 0.5983 1.0000
9.000 0.4533 0.12395 0.11253 -0.0498 0.5931 1.0000
9.250 0.4463 0.12488 0.11348 -0.0485 0.5856 1.0000
9.500 0.4683 0.12773 0.11633 -0.0493 0.5786 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 504 AIRFOIL (goe504-il)