GOE 508 AIRFOIL (goe508-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 508 AIRFOIL (goe508-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.18 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe508-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe508-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 508 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3341 0.14329 0.13745 -0.0158 1.0000 0.2071
-9.000 -0.3506 0.14302 0.13726 -0.0149 1.0000 0.2118
-8.750 -0.3881 0.14517 0.13950 -0.0194 0.9948 0.2147
-8.500 -0.3162 0.13563 0.12986 -0.0215 0.9884 0.2226
-8.250 -0.3190 0.13442 0.12867 -0.0248 0.9825 0.2317
-8.000 -0.3183 0.13159 0.12588 -0.0270 0.9764 0.2362
-7.750 -0.2863 0.12764 0.12188 -0.0288 0.9701 0.2457
-7.500 -0.3208 0.12869 0.12303 -0.0299 0.9647 0.2526
-7.250 -0.2864 0.12336 0.11767 -0.0307 0.9585 0.2589
-7.000 -0.2816 0.12161 0.11593 -0.0327 0.9530 0.2697
-6.750 -0.3410 0.12374 0.11820 -0.0295 0.9482 0.2728
-6.500 -0.2781 0.11715 0.11154 -0.0315 0.9416 0.2833
-6.250 -0.3151 0.11776 0.11223 -0.0296 0.9384 0.2914
-6.000 -0.2990 0.11432 0.10881 -0.0294 0.9337 0.2981
-5.750 -0.3060 0.11312 0.10766 -0.0268 0.9295 0.3070
-5.500 -0.3671 0.11428 0.10895 -0.0220 0.9299 0.3119
-5.250 -0.3307 0.11038 0.10503 -0.0215 0.9250 0.3231
-5.000 -0.5372 0.11630 0.11144 0.0079 1.0000 0.2942
-4.750 -0.5136 0.11336 0.10851 0.0119 1.0000 0.3009
-4.500 -0.5501 0.11152 0.10670 0.0098 1.0000 0.3139
-4.250 -0.5304 0.10856 0.10379 0.0147 1.0000 0.3205
-4.000 -0.5492 0.10611 0.10135 0.0139 1.0000 0.3351
-3.750 -0.5393 0.10389 0.09916 0.0177 1.0000 0.3452
-3.500 -0.5440 0.10135 0.09665 0.0193 1.0000 0.3601
-3.250 -0.5473 0.09903 0.09436 0.0212 1.0000 0.3789
-3.000 -0.5481 0.09688 0.09224 0.0238 1.0000 0.3993
-2.750 -0.5473 0.09488 0.09028 0.0272 1.0000 0.4218
-2.500 -0.5542 0.09308 0.08851 0.0300 1.0000 0.4558
-2.250 -0.5498 0.09109 0.08659 0.0354 1.0000 0.4802
-2.000 -0.4365 0.07048 0.06351 -0.0215 1.0000 0.2148
-1.750 -0.4139 0.06617 0.05871 -0.0233 1.0000 0.1953
-1.500 -0.3881 0.06418 0.05658 -0.0250 0.9962 0.1926
-1.250 -0.3584 0.06258 0.05462 -0.0272 0.9918 0.1889
-1.000 -0.3284 0.06084 0.05236 -0.0292 0.9858 0.1845
-0.750 -0.2957 0.06064 0.05175 -0.0313 0.9810 0.1861
-0.500 -0.2723 0.05976 0.05053 -0.0318 0.9740 0.1890
-0.250 -0.2381 0.06010 0.05040 -0.0338 0.9680 0.1925
0.000 -0.2161 0.05949 0.04941 -0.0339 0.9606 0.1970
0.250 -0.1859 0.06015 0.05007 -0.0354 0.9541 0.2057
0.500 -0.1637 0.06013 0.04969 -0.0355 0.9467 0.2137
0.750 -0.1316 0.06094 0.05050 -0.0373 0.9387 0.2267
1.000 -0.1103 0.06118 0.05064 -0.0373 0.9319 0.2396
1.250 -0.0796 0.06202 0.05145 -0.0388 0.9227 0.2623
1.500 -0.0505 0.06308 0.05241 -0.0402 0.9163 0.2920
1.750 -0.0186 0.06379 0.05334 -0.0422 0.9057 0.3357
2.000 0.0158 0.06531 0.05542 -0.0445 0.9005 0.4171
2.250 0.0672 0.06464 0.05634 -0.0502 0.8880 1.0000
2.500 0.0873 0.06621 0.05753 -0.0504 0.8776 1.0000
2.750 0.1258 0.06942 0.06037 -0.0534 0.8658 1.0000
3.000 0.1375 0.06988 0.06065 -0.0523 0.8507 1.0000
3.250 0.1546 0.07133 0.06192 -0.0522 0.8371 1.0000
3.500 0.1858 0.07420 0.06459 -0.0541 0.8255 1.0000
3.750 0.2179 0.07672 0.06692 -0.0558 0.8091 1.0000
4.000 0.2282 0.07742 0.06753 -0.0547 0.7926 1.0000
4.250 0.2411 0.07883 0.06884 -0.0541 0.7773 1.0000
4.500 0.2591 0.08077 0.07069 -0.0543 0.7623 1.0000
4.750 0.2841 0.08334 0.07315 -0.0553 0.7485 1.0000
5.000 0.3149 0.08614 0.07583 -0.0568 0.7323 1.0000
5.250 0.3413 0.08848 0.07808 -0.0576 0.7146 1.0000
5.750 0.4276 0.08711 0.07638 -0.0565 0.6243 1.0000
6.000 0.4138 0.08965 0.07895 -0.0549 0.6186 1.0000
6.250 0.4613 0.08930 0.07844 -0.0548 0.5869 1.0000
6.500 0.4069 0.09801 0.08737 -0.0561 0.6450 1.0000
6.750 0.4764 0.09374 0.08284 -0.0538 0.5666 1.0000
7.000 0.4760 0.09691 0.08603 -0.0536 0.5643 1.0000
7.250 0.4783 0.10069 0.08981 -0.0541 0.5686 1.0000
7.500 0.5040 0.10253 0.09161 -0.0544 0.5568 1.0000
7.750 0.5350 0.10329 0.09229 -0.0539 0.5368 1.0000
8.000 0.4575 0.11224 0.10146 -0.0551 0.6017 1.0000
8.250 0.4808 0.11492 0.10412 -0.0558 0.5924 1.0000
8.500 0.4910 0.11791 0.10708 -0.0561 0.5885 1.0000
8.750 0.4887 0.11934 0.10852 -0.0552 0.5801 1.0000
9.000 0.5168 0.12281 0.11196 -0.0564 0.5740 1.0000
9.250 0.5146 0.12492 0.11408 -0.0559 0.5696 1.0000
9.500 0.5237 0.12681 0.11597 -0.0558 0.5599 1.0000
9.750 0.5605 0.13169 0.12082 -0.0576 0.5551 1.0000
10.000 0.5394 0.13179 0.12095 -0.0560 0.5484 1.0000
10.250 0.5594 0.13458 0.12375 -0.0566 0.5405 1.0000
10.500 0.5763 0.13828 0.12744 -0.0573 0.5366 1.0000
10.750 0.5699 0.13913 0.12832 -0.0567 0.5278 1.0000
11.000 0.5968 0.14287 0.13206 -0.0577 0.5216 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 508 AIRFOIL (goe508-il)