GOE 506 AIRFOIL (goe506-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 506 AIRFOIL (goe506-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.2 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe506-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe506-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 506 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.4343 0.11874 0.11333 -0.0097 1.0000 0.2779
-7.500 -0.4363 0.11543 0.11005 -0.0085 1.0000 0.2786
-7.250 -0.5680 0.09776 0.09249 -0.0228 1.0000 0.1655
-7.000 -0.5486 0.09534 0.09011 -0.0191 1.0000 0.1613
-6.750 -0.6209 0.07845 0.07286 -0.0280 1.0000 0.1368
-6.500 -0.6220 0.07416 0.06849 -0.0270 1.0000 0.1353
-6.250 -0.6251 0.06894 0.06308 -0.0266 1.0000 0.1324
-6.000 -0.6464 0.05725 0.05003 -0.0280 1.0000 0.1238
-5.750 -0.6371 0.05351 0.04595 -0.0266 1.0000 0.1233
-5.500 -0.6260 0.05004 0.04204 -0.0252 1.0000 0.1229
-5.250 -0.6136 0.04698 0.03837 -0.0237 1.0000 0.1237
-5.000 -0.5980 0.04501 0.03635 -0.0223 1.0000 0.1266
-4.750 -0.5816 0.04337 0.03453 -0.0209 1.0000 0.1297
-4.500 -0.5641 0.04154 0.03236 -0.0195 1.0000 0.1324
-4.250 -0.5454 0.03988 0.03029 -0.0181 1.0000 0.1360
-4.000 -0.5273 0.03887 0.02925 -0.0168 1.0000 0.1414
-3.750 -0.5089 0.03807 0.02832 -0.0155 1.0000 0.1488
-3.500 -0.4904 0.03736 0.02763 -0.0141 1.0000 0.1568
-3.250 -0.4714 0.03676 0.02698 -0.0128 1.0000 0.1678
-3.000 -0.4538 0.03648 0.02680 -0.0116 1.0000 0.1862
-2.750 -0.4355 0.03611 0.02658 -0.0103 1.0000 0.2186
-2.500 -0.4216 0.03573 0.02664 -0.0081 1.0000 0.3002
-2.250 -0.4135 0.03619 0.02725 -0.0051 1.0000 0.3655
-2.000 -0.4033 0.03671 0.02783 -0.0027 1.0000 0.4049
-1.750 -0.3926 0.03719 0.02836 -0.0007 1.0000 0.4358
-1.500 -0.3816 0.03769 0.02883 0.0010 1.0000 0.4636
-1.250 -0.2720 0.04181 0.03304 -0.0127 0.9366 0.5440
-1.000 -0.2157 0.04262 0.03376 -0.0178 0.9078 0.5788
-0.750 -0.1632 0.04295 0.03400 -0.0226 0.8834 0.6061
-0.500 -0.1116 0.04312 0.03424 -0.0268 0.8621 0.6499
-0.250 0.0553 0.04310 0.03520 -0.0531 0.8381 1.0000
0.000 0.1040 0.04335 0.03477 -0.0576 0.8188 1.0000
0.250 0.1369 0.04354 0.03461 -0.0588 0.7973 1.0000
0.500 0.1724 0.04366 0.03442 -0.0601 0.7770 1.0000
0.750 0.2114 0.04367 0.03417 -0.0617 0.7592 1.0000
1.000 0.2497 0.04360 0.03386 -0.0630 0.7423 1.0000
1.250 0.2848 0.04351 0.03357 -0.0638 0.7260 1.0000
1.500 0.3177 0.04339 0.03328 -0.0642 0.7101 1.0000
1.750 0.3453 0.04348 0.03321 -0.0639 0.6947 1.0000
2.000 0.3687 0.04378 0.03337 -0.0632 0.6797 1.0000
2.250 0.3861 0.04447 0.03394 -0.0621 0.6655 1.0000
2.500 0.4012 0.04542 0.03477 -0.0608 0.6527 1.0000
2.750 0.4470 0.04472 0.03394 -0.0624 0.6466 1.0000
3.000 0.4488 0.04651 0.03565 -0.0601 0.6334 1.0000
3.250 0.4520 0.04839 0.03745 -0.0580 0.6220 1.0000
3.500 0.4904 0.04809 0.03706 -0.0588 0.6165 1.0000
3.750 0.4730 0.05170 0.04061 -0.0557 0.6056 1.0000
4.000 0.5060 0.05196 0.04080 -0.0563 0.6011 1.0000
4.250 0.4754 0.05688 0.04571 -0.0529 0.5933 1.0000
4.500 0.4852 0.05894 0.04772 -0.0522 0.5883 1.0000
4.750 0.5247 0.05890 0.04762 -0.0531 0.5845 1.0000
5.000 0.4811 0.06493 0.05365 -0.0498 0.5801 1.0000
5.250 0.4715 0.06864 0.05735 -0.0486 0.5789 1.0000
5.500 0.4659 0.07214 0.06085 -0.0477 0.5791 1.0000
5.750 0.4630 0.07528 0.06398 -0.0469 0.5782 1.0000
6.000 0.4631 0.07815 0.06684 -0.0462 0.5767 1.0000
6.250 0.4973 0.07872 0.06738 -0.0466 0.5674 1.0000
6.500 0.4906 0.08204 0.07071 -0.0457 0.5663 1.0000
6.750 0.4875 0.08469 0.07336 -0.0446 0.5610 1.0000
7.000 0.5104 0.08547 0.07412 -0.0440 0.5472 1.0000
7.250 0.5395 0.08599 0.07463 -0.0437 0.5344 1.0000
7.500 0.5376 0.08876 0.07743 -0.0428 0.5280 1.0000
7.750 0.5649 0.08990 0.07858 -0.0428 0.5193 1.0000
8.000 0.5525 0.09378 0.08250 -0.0421 0.5163 1.0000
8.250 0.5543 0.09675 0.08551 -0.0418 0.5111 1.0000
8.500 0.5678 0.09875 0.08754 -0.0413 0.5000 1.0000
8.750 0.5965 0.09969 0.08851 -0.0410 0.4866 1.0000
9.000 0.5798 0.10393 0.09280 -0.0405 0.4796 1.0000
9.250 0.5969 0.10599 0.09488 -0.0402 0.4683 1.0000
9.500 0.5871 0.11087 0.09982 -0.0407 0.4683 1.0000
9.750 0.5248 0.12469 0.11380 -0.0463 0.5536 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 506 AIRFOIL (goe506-il)