GOE 509 AIRFOIL (goe509-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 509 AIRFOIL (goe509-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.8 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe509-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe509-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 509 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3024 0.11119 0.10473 -0.0278 1.0000 0.1895
-8.500 -0.3269 0.11160 0.10531 -0.0272 1.0000 0.1925
-8.250 -0.3074 0.10632 0.10004 -0.0251 1.0000 0.2008
-8.000 -0.3227 0.10552 0.09938 -0.0236 1.0000 0.2064
-7.750 -0.3529 0.10598 0.10003 -0.0215 1.0000 0.2082
-7.500 -0.3314 0.10089 0.09495 -0.0194 1.0000 0.2185
-7.250 -0.3577 0.10076 0.09499 -0.0164 1.0000 0.2223
-7.000 -0.3892 0.10100 0.09540 -0.0134 1.0000 0.2237
-6.750 -0.3780 0.09683 0.09127 -0.0104 1.0000 0.2320
-6.500 -0.3967 0.09596 0.09050 -0.0080 1.0000 0.2372
-6.250 -0.4302 0.09655 0.09120 -0.0072 1.0000 0.2404
-6.000 -0.4152 0.09176 0.08647 -0.0032 1.0000 0.2494
-5.750 -0.4404 0.09175 0.08650 -0.0030 1.0000 0.2564
-5.250 -0.4540 0.08785 0.08264 -0.0007 1.0000 0.2732
-5.000 -0.4440 0.08312 0.07804 0.0039 1.0000 0.2815
-4.750 -0.4505 0.08095 0.07587 0.0045 1.0000 0.2923
-4.500 -0.4543 0.07917 0.07408 0.0049 1.0000 0.3061
-4.250 -0.4541 0.07669 0.07160 0.0065 1.0000 0.3216
-4.000 -0.4527 0.07378 0.06873 0.0088 1.0000 0.3379
-3.750 -0.4508 0.07074 0.06575 0.0117 1.0000 0.3556
-3.500 -0.4491 0.06806 0.06309 0.0144 1.0000 0.3771
-3.250 -0.4493 0.06540 0.06046 0.0169 1.0000 0.4036
-3.000 -0.4501 0.06285 0.05795 0.0200 1.0000 0.4341
-2.750 -0.4520 0.06004 0.05523 0.0243 1.0000 0.4679
-2.500 -0.4287 0.05645 0.05167 0.0245 0.9884 0.5188
-2.250 -0.2475 0.04866 0.04075 -0.0196 0.9707 0.1780
-2.000 -0.2048 0.04601 0.03770 -0.0230 0.9550 0.1754
-1.750 -0.1621 0.04356 0.03476 -0.0260 0.9393 0.1718
-1.500 -0.1191 0.04167 0.03227 -0.0286 0.9233 0.1745
-1.250 -0.0741 0.04002 0.03006 -0.0315 0.9066 0.1791
-1.000 -0.0279 0.03903 0.02884 -0.0347 0.8898 0.1907
-0.750 0.0228 0.03808 0.02766 -0.0385 0.8736 0.2060
-0.500 0.0818 0.03749 0.02694 -0.0437 0.8577 0.2363
-0.250 0.2621 0.03271 0.02439 -0.0714 0.8505 1.0000
0.000 0.3054 0.03300 0.02418 -0.0739 0.8330 1.0000
0.250 0.3466 0.03325 0.02406 -0.0761 0.8166 1.0000
0.500 0.3844 0.03355 0.02406 -0.0778 0.8014 1.0000
0.750 0.4224 0.03381 0.02409 -0.0794 0.7879 1.0000
1.000 0.4772 0.03352 0.02356 -0.0833 0.7779 1.0000
1.250 0.4977 0.03421 0.02410 -0.0822 0.7634 1.0000
1.500 0.5137 0.03509 0.02486 -0.0806 0.7498 1.0000
1.750 0.5354 0.03584 0.02548 -0.0798 0.7382 1.0000
2.000 0.5812 0.03571 0.02523 -0.0823 0.7297 1.0000
2.250 0.5794 0.03734 0.02679 -0.0784 0.7167 1.0000
2.500 0.5881 0.03865 0.02802 -0.0760 0.7062 1.0000
2.750 0.6270 0.03878 0.02808 -0.0774 0.6981 1.0000
3.000 0.6104 0.04115 0.03040 -0.0720 0.6860 1.0000
3.250 0.6764 0.04009 0.02929 -0.0764 0.6802 1.0000
3.500 0.6428 0.04333 0.03249 -0.0693 0.6676 1.0000
3.750 0.6350 0.04568 0.03481 -0.0657 0.6573 1.0000
4.000 0.6949 0.04447 0.03358 -0.0683 0.6493 1.0000
4.250 0.6734 0.04741 0.03648 -0.0633 0.6366 1.0000
4.500 0.6849 0.04853 0.03758 -0.0612 0.6241 1.0000
4.750 0.7379 0.04703 0.03610 -0.0621 0.6130 1.0000
5.000 0.8050 0.04479 0.03390 -0.0648 0.6018 1.0000
5.250 0.7731 0.04838 0.03745 -0.0586 0.5889 1.0000
5.500 0.7684 0.05073 0.03981 -0.0555 0.5768 1.0000
5.750 0.8837 0.04534 0.03455 -0.0618 0.5693 1.0000
6.000 0.8416 0.04974 0.03893 -0.0549 0.5559 1.0000
6.250 0.8180 0.05355 0.04274 -0.0507 0.5424 1.0000
6.500 0.8186 0.05582 0.04503 -0.0484 0.5294 1.0000
6.750 0.9548 0.04823 0.03765 -0.0546 0.5225 1.0000
7.000 0.9006 0.05377 0.04317 -0.0473 0.5087 1.0000
7.250 0.8615 0.05966 0.04904 -0.0436 0.4942 1.0000
7.500 0.8315 0.06552 0.05489 -0.0416 0.4805 1.0000
7.750 0.8952 0.06219 0.05168 -0.0408 0.4737 1.0000
8.000 0.8580 0.06915 0.05862 -0.0393 0.4608 1.0000
8.250 0.8024 0.07810 0.06751 -0.0386 0.4501 1.0000
8.500 0.8716 0.07447 0.06405 -0.0372 0.4431 1.0000
8.750 0.7893 0.08688 0.07633 -0.0382 0.4392 1.0000
9.000 0.7715 0.09276 0.08223 -0.0389 0.4391 1.0000
9.250 0.7675 0.09763 0.08714 -0.0396 0.4411 1.0000
9.500 0.7747 0.10175 0.09132 -0.0403 0.4429 1.0000
9.750 0.6562 0.11862 0.10821 -0.0486 0.5548 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 509 AIRFOIL (goe509-il)