GOE 511 AIRFOIL (goe511-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 511 AIRFOIL (goe511-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.23 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe511-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe511-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.0598 0.12073 0.11443 -0.0669 0.9211 0.1355
-8.750 -0.0689 0.11931 0.11305 -0.0708 0.9103 0.1381
-8.500 -0.0696 0.11658 0.11038 -0.0719 0.8983 0.1390
-8.250 -0.0295 0.11121 0.10497 -0.0726 0.8933 0.1437
-8.000 -0.0269 0.10886 0.10266 -0.0729 0.8808 0.1481
-7.750 -0.0446 0.10773 0.10158 -0.0745 0.8664 0.1520
-7.500 -0.0683 0.10663 0.10052 -0.0747 0.8509 0.1527
-7.250 -0.0432 0.10174 0.09564 -0.0754 0.8427 0.1542
-6.750 -0.0349 0.09607 0.09000 -0.0737 0.8173 0.1565
-6.500 -0.0601 0.08847 0.08215 -0.0778 0.8030 0.0968
-6.000 -0.0649 0.08035 0.07382 -0.0784 0.7779 0.0872
-5.750 -0.0532 0.07699 0.07036 -0.0785 0.7689 0.0867
-5.500 -0.0444 0.07375 0.06701 -0.0782 0.7586 0.0863
-5.250 -0.0356 0.07067 0.06381 -0.0776 0.7483 0.0858
-5.000 -0.0206 0.06716 0.06014 -0.0777 0.7399 0.0848
-4.750 -0.0101 0.06400 0.05681 -0.0770 0.7299 0.0837
-4.500 0.0053 0.06035 0.05291 -0.0769 0.7214 0.0825
-4.250 0.0214 0.05658 0.04882 -0.0767 0.7135 0.0814
-4.000 0.0332 0.05352 0.04546 -0.0753 0.7031 0.0812
-3.750 0.0613 0.04994 0.04148 -0.0760 0.6978 0.0825
-3.500 0.0667 0.04820 0.03946 -0.0729 0.6849 0.0832
-3.250 0.0946 0.04485 0.03559 -0.0730 0.6789 0.0840
-3.000 0.1046 0.04324 0.03361 -0.0702 0.6673 0.0842
-2.750 0.1337 0.04072 0.03055 -0.0700 0.6604 0.0849
-2.500 0.1524 0.03929 0.02869 -0.0683 0.6505 0.0858
-2.250 0.1806 0.03772 0.02664 -0.0678 0.6423 0.0880
-2.000 0.2100 0.03676 0.02553 -0.0678 0.6342 0.0909
-1.750 0.2327 0.03609 0.02463 -0.0668 0.6245 0.0936
-1.500 0.2823 0.03447 0.02252 -0.0697 0.6186 0.0970
-1.250 0.2989 0.03444 0.02234 -0.0679 0.6074 0.0993
-1.000 0.3591 0.03336 0.02100 -0.0731 0.6008 0.1080
-0.750 0.3863 0.03336 0.02092 -0.0732 0.5908 0.1144
-0.500 0.4349 0.03265 0.02007 -0.0765 0.5834 0.1264
-0.250 0.4596 0.03267 0.02020 -0.0759 0.5752 0.1419
0.000 0.4865 0.03265 0.02032 -0.0756 0.5672 0.1705
0.250 0.5249 0.03247 0.02004 -0.0769 0.5611 0.2355
0.500 0.5291 0.03317 0.02074 -0.0730 0.5521 0.2650
0.750 0.5584 0.03316 0.02065 -0.0731 0.5457 0.3134
1.000 0.5808 0.03330 0.02078 -0.0723 0.5391 0.3562
1.250 0.5922 0.03370 0.02125 -0.0698 0.5317 0.3840
1.500 0.6257 0.03343 0.02092 -0.0708 0.5259 0.4152
1.750 0.6511 0.03348 0.02093 -0.0705 0.5202 0.4370
2.000 0.6527 0.03422 0.02178 -0.0665 0.5129 0.4522
2.500 0.8564 0.03459 0.02275 -0.0954 0.4977 1.0000
2.750 0.8576 0.03549 0.02358 -0.0912 0.4920 1.0000
3.000 0.8779 0.03603 0.02393 -0.0900 0.4872 1.0000
3.250 0.9149 0.03626 0.02387 -0.0915 0.4833 1.0000
3.500 0.8914 0.03778 0.02550 -0.0836 0.4776 1.0000
3.750 0.8839 0.03908 0.02680 -0.0784 0.4720 1.0000
4.000 0.9013 0.03971 0.02729 -0.0769 0.4676 1.0000
4.250 0.9339 0.03991 0.02728 -0.0776 0.4643 1.0000
4.500 0.9041 0.04222 0.02972 -0.0698 0.4588 1.0000
4.750 0.8711 0.04518 0.03281 -0.0625 0.4526 1.0000
5.000 0.8784 0.04647 0.03403 -0.0602 0.4487 1.0000
5.250 0.9051 0.04677 0.03420 -0.0600 0.4460 1.0000
5.750 0.7964 0.05816 0.04595 -0.0465 0.4294 1.0000
6.000 0.8204 0.05844 0.04611 -0.0458 0.4272 1.0000
6.250 0.8504 0.05828 0.04581 -0.0456 0.4256 1.0000
6.750 0.7519 0.07384 0.06169 -0.0400 0.4080 1.0000
7.750 0.6842 0.09393 0.08194 -0.0369 0.3849 1.0000
8.000 0.6766 0.09780 0.08583 -0.0364 0.3797 1.0000
8.250 0.6850 0.09996 0.08795 -0.0359 0.3766 1.0000
8.500 0.7016 0.10121 0.08914 -0.0354 0.3742 1.0000
8.750 0.7247 0.10168 0.08955 -0.0347 0.3722 1.0000
9.000 0.6879 0.10876 0.09675 -0.0347 0.3636 1.0000
9.250 0.6965 0.11080 0.09877 -0.0342 0.3596 1.0000
9.500 0.7158 0.11162 0.09953 -0.0336 0.3565 1.0000
9.750 0.7414 0.11176 0.09961 -0.0329 0.3544 1.0000
10.000 0.7089 0.11823 0.10618 -0.0332 0.3448 1.0000
10.250 0.7237 0.11945 0.10737 -0.0327 0.3406 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 511 AIRFOIL (goe511-il)