GOE 511 AIRFOIL (goe511-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 511 AIRFOIL (goe511-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.66 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe511-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe511-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 511 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.2313 0.15915 0.15291 -0.0245 1.0000 0.1482
-11.250 -0.2442 0.15932 0.15318 -0.0242 1.0000 0.1511
-11.000 -0.2675 0.16115 0.15514 -0.0240 1.0000 0.1522
-10.750 -0.2511 0.15517 0.14923 -0.0221 1.0000 0.1546
-10.500 -0.2466 0.15250 0.14663 -0.0202 1.0000 0.1579
-10.250 -0.2509 0.15115 0.14536 -0.0188 1.0000 0.1617
-10.000 -0.2624 0.15072 0.14504 -0.0177 1.0000 0.1652
-9.750 -0.2848 0.15187 0.14632 -0.0170 1.0000 0.1672
-9.500 -0.3136 0.15372 0.14831 -0.0162 1.0000 0.1680
-9.250 -0.2993 0.14840 0.14307 -0.0142 1.0000 0.1699
-9.000 -0.2959 0.14589 0.14064 -0.0121 1.0000 0.1727
-8.750 -0.3027 0.14484 0.13969 -0.0103 1.0000 0.1757
-8.500 -0.2939 0.14313 0.13800 -0.0149 0.9932 0.1817
-8.250 -0.3144 0.14509 0.14000 -0.0228 0.9802 0.1846
-8.000 -0.2401 0.13493 0.12977 -0.0272 0.9694 0.1917
-7.750 -0.2324 0.13316 0.12800 -0.0323 0.9559 0.2001
-7.500 -0.2626 0.13471 0.12961 -0.0362 0.9408 0.2022
-7.250 -0.1956 0.12571 0.12055 -0.0387 0.9289 0.2098
-7.000 -0.1923 0.12376 0.11862 -0.0412 0.9152 0.2170
-6.750 -0.2262 0.12468 0.11959 -0.0419 0.9008 0.2200
-6.500 -0.1816 0.11804 0.11292 -0.0457 0.8914 0.2255
-6.250 -0.1752 0.11556 0.11046 -0.0455 0.8777 0.2317
-6.000 -0.1968 0.11505 0.10997 -0.0446 0.8641 0.2369
-5.750 -0.2339 0.11634 0.11123 -0.0458 0.8507 0.2399
-5.500 -0.1793 0.10862 0.10354 -0.0460 0.8421 0.2475
-5.250 -0.1896 0.10737 0.10229 -0.0449 0.8294 0.2545
-5.000 -0.1727 0.10336 0.09823 -0.0478 0.8220 0.2629
-4.750 -0.1780 0.10182 0.09672 -0.0448 0.8088 0.2685
-4.500 -0.2077 0.10355 0.09829 -0.0446 0.7962 0.2771
-4.250 -0.1675 0.09674 0.09158 -0.0446 0.7895 0.2868
-4.000 -0.1948 0.09863 0.09333 -0.0432 0.7768 0.2957
-3.750 -0.1543 0.09195 0.08671 -0.0439 0.7709 0.3066
-3.500 -0.1785 0.09287 0.08754 -0.0411 0.7582 0.3149
-3.250 -0.1561 0.08869 0.08338 -0.0403 0.7507 0.3243
-3.000 -0.1654 0.08808 0.08271 -0.0382 0.7401 0.3348
-2.750 -0.1463 0.08527 0.07980 -0.0386 0.7332 0.3525
-2.500 -0.1549 0.08428 0.07887 -0.0346 0.7224 0.3577
-2.250 -0.1311 0.08116 0.07561 -0.0352 0.7166 0.3890
-2.000 -0.1522 0.08150 0.07602 -0.0301 0.7059 0.3925
-1.750 -0.1390 0.07845 0.07295 -0.0278 0.6994 0.4297
-1.000 -0.0214 0.07547 0.06778 -0.0442 0.6755 0.2031
-0.750 -0.0431 0.07719 0.06993 -0.0392 0.6670 0.2274
-0.500 -0.0033 0.07360 0.06542 -0.0409 0.6615 0.1824
-0.250 0.0062 0.07339 0.06503 -0.0392 0.6549 0.1803
0.000 -0.0008 0.07452 0.06606 -0.0363 0.6496 0.1799
0.250 0.0090 0.07465 0.06596 -0.0349 0.6456 0.1787
0.500 0.0501 0.07296 0.06381 -0.0356 0.6403 0.1776
0.750 0.0479 0.07422 0.06491 -0.0333 0.6372 0.1771
1.000 0.0417 0.07573 0.06630 -0.0309 0.6351 0.1766
1.250 0.0444 0.07695 0.06734 -0.0294 0.6347 0.1772
1.500 0.0564 0.07818 0.06835 -0.0289 0.6366 0.1795
1.750 0.0816 0.07930 0.06908 -0.0296 0.6389 0.1851
2.000 -0.0524 0.08832 0.07907 -0.0220 0.7539 0.1752
2.250 -0.0477 0.08820 0.07875 -0.0202 0.7495 0.1756
2.500 -0.0317 0.08834 0.07865 -0.0197 0.7417 0.1781
2.750 0.0014 0.08970 0.07961 -0.0212 0.7369 0.1853
3.000 0.0231 0.09155 0.08149 -0.0217 0.7339 0.1933
3.250 0.0306 0.09128 0.08103 -0.0209 0.7242 0.1992
3.500 0.0807 0.09416 0.08366 -0.0260 0.7178 0.2197
3.750 0.0959 0.09545 0.08494 -0.0266 0.7127 0.2366
4.000 0.1206 0.09657 0.08606 -0.0282 0.7033 0.2750
4.250 0.1721 0.09867 0.08856 -0.0341 0.6991 0.4220
4.500 0.2698 0.10395 0.09551 -0.0545 0.6942 1.0000
4.750 0.2785 0.10500 0.09634 -0.0532 0.6838 1.0000
5.000 0.3123 0.10858 0.09959 -0.0549 0.6786 1.0000
5.250 0.3031 0.10881 0.09973 -0.0520 0.6701 1.0000
5.500 0.3222 0.11091 0.10162 -0.0520 0.6629 1.0000
5.750 0.3564 0.11505 0.10548 -0.0538 0.6588 1.0000
6.000 0.3412 0.11446 0.10485 -0.0504 0.6486 1.0000
6.250 0.3673 0.11728 0.10746 -0.0512 0.6417 1.0000
6.500 0.3746 0.11935 0.10940 -0.0504 0.6365 1.0000
6.750 0.3806 0.12039 0.11034 -0.0492 0.6264 1.0000
7.000 0.4119 0.12414 0.11391 -0.0505 0.6213 1.0000
7.250 0.4014 0.12428 0.11402 -0.0481 0.6116 1.0000
7.500 0.4250 0.12699 0.11659 -0.0485 0.6042 1.0000
7.750 0.4354 0.12957 0.11908 -0.0482 0.5993 1.0000
8.000 0.4398 0.13045 0.11990 -0.0471 0.5880 1.0000
8.250 0.4754 0.13510 0.12442 -0.0487 0.5831 1.0000
8.500 0.4583 0.13442 0.12374 -0.0461 0.5722 1.0000
8.750 0.4856 0.13782 0.12704 -0.0469 0.5655 1.0000
9.000 0.4805 0.13888 0.12808 -0.0456 0.5574 1.0000
9.250 0.4985 0.14125 0.13039 -0.0457 0.5483 1.0000
9.500 0.5309 0.14655 0.13558 -0.0472 0.5442 1.0000
9.750 0.5125 0.14520 0.13426 -0.0449 0.5319 1.0000
10.000 0.5452 0.14974 0.13873 -0.0461 0.5262 1.0000
10.250 0.5298 0.14966 0.13866 -0.0446 0.5170 1.0000
10.500 0.5495 0.15250 0.14145 -0.0449 0.5092 1.0000
10.750 0.5758 0.15757 0.14647 -0.0459 0.5053 1.0000
11.000 0.5599 0.15638 0.14530 -0.0444 0.4935 1.0000
11.250 0.5889 0.16073 0.14960 -0.0452 0.4878 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 511 AIRFOIL (goe511-il)