GOE 514 AIRFOIL (goe514-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 514 AIRFOIL (goe514-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.16 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe514-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe514-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 514 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 -0.3337 0.13198 0.12642 -0.0143 1.0000 0.2209
-8.500 -0.3616 0.13194 0.12650 -0.0134 1.0000 0.2240
-8.250 -0.3944 0.13204 0.12673 -0.0123 1.0000 0.2248
-8.000 -0.3617 0.12579 0.12046 -0.0102 1.0000 0.2301
-7.750 -0.3678 0.12384 0.11857 -0.0085 1.0000 0.2354
-7.500 -0.3922 0.12299 0.11783 -0.0070 1.0000 0.2397
-7.250 -0.4282 0.12265 0.11761 -0.0054 1.0000 0.2412
-7.000 -0.4686 0.12235 0.11743 -0.0028 1.0000 0.2418
-6.750 -0.4198 0.11605 0.11110 -0.0015 1.0000 0.2524
-6.500 -0.4488 0.11485 0.11000 0.0009 1.0000 0.2560
-6.250 -0.4850 0.11391 0.10915 0.0033 1.0000 0.2578
-6.000 -0.5207 0.11273 0.10800 0.0039 1.0000 0.2592
-5.750 -0.4965 0.10788 0.10323 0.0073 1.0000 0.2663
-5.500 -0.5133 0.10580 0.10119 0.0088 1.0000 0.2731
-5.250 -0.5463 0.10470 0.10003 0.0081 1.0000 0.2769
-5.000 -0.5374 0.10009 0.09553 0.0113 1.0000 0.2815
-4.750 -0.5424 0.09763 0.09309 0.0130 1.0000 0.2894
-4.500 -0.5015 0.09354 0.08865 0.0000 0.9719 0.3125
-4.250 -0.4796 0.07836 0.07262 -0.0131 0.9618 0.2052
-4.000 -0.4382 0.07511 0.06910 -0.0178 0.9403 0.2182
-3.750 -0.4138 0.07086 0.06429 -0.0206 0.9234 0.2236
-3.500 -0.3868 0.06913 0.06247 -0.0213 0.9050 0.2368
-3.250 -0.3604 0.06672 0.05975 -0.0224 0.8883 0.2472
-3.000 -0.3326 0.06464 0.05724 -0.0235 0.8723 0.2569
-2.750 -0.3054 0.06311 0.05554 -0.0239 0.8562 0.2694
-2.500 -0.2755 0.06130 0.05329 -0.0249 0.8417 0.2801
-2.250 -0.2430 0.05995 0.05153 -0.0259 0.8273 0.2938
-2.000 -0.2203 0.05873 0.05021 -0.0253 0.8121 0.3057
-1.750 -0.1985 0.05767 0.04891 -0.0246 0.7972 0.3192
-1.500 -0.1765 0.05678 0.04769 -0.0239 0.7827 0.3324
-1.250 -0.1553 0.05619 0.04684 -0.0231 0.7687 0.3479
-1.000 -0.1313 0.05573 0.04612 -0.0227 0.7559 0.3624
-0.750 -0.0881 0.05462 0.04478 -0.0246 0.7460 0.3810
-0.500 -0.0772 0.05461 0.04466 -0.0227 0.7321 0.3932
-0.250 -0.0625 0.05464 0.04460 -0.0214 0.7197 0.4067
0.000 -0.0214 0.05395 0.04369 -0.0232 0.7105 0.4234
0.250 -0.0072 0.05453 0.04404 -0.0221 0.6983 0.4290
0.500 0.0123 0.05488 0.04432 -0.0220 0.6872 0.4359
0.750 0.0668 0.05449 0.04366 -0.0262 0.6787 0.4492
1.000 0.0766 0.05587 0.04496 -0.0258 0.6670 0.4549
1.250 0.1543 0.05496 0.04385 -0.0332 0.6596 0.4716
1.500 0.1455 0.05724 0.04612 -0.0308 0.6483 0.4761
1.750 0.2065 0.05679 0.04569 -0.0360 0.6414 0.4997
2.000 0.1964 0.05926 0.04825 -0.0337 0.6321 0.5069
2.250 0.2532 0.05818 0.04750 -0.0374 0.6258 0.5438
2.500 0.2313 0.06125 0.05072 -0.0340 0.6176 0.5528
2.750 0.4330 0.06051 0.05087 -0.0622 0.6078 1.0000
3.000 0.3789 0.06589 0.05633 -0.0564 0.6005 1.0000
3.250 0.3905 0.06773 0.05802 -0.0554 0.5949 1.0000
3.500 0.4237 0.06847 0.05851 -0.0559 0.5896 1.0000
3.750 0.3970 0.07266 0.06271 -0.0528 0.5872 1.0000
4.000 0.3870 0.07596 0.06596 -0.0509 0.5860 1.0000
4.250 0.3811 0.07899 0.06893 -0.0494 0.5850 1.0000
4.500 0.3793 0.08193 0.07179 -0.0483 0.5856 1.0000
4.750 0.3862 0.08483 0.07460 -0.0480 0.5884 1.0000
5.000 0.2595 0.09491 0.08521 -0.0442 0.7020 1.0000
5.250 0.2899 0.09786 0.08797 -0.0457 0.6958 1.0000
5.500 0.2863 0.09910 0.08912 -0.0436 0.6905 1.0000
5.750 0.2971 0.10075 0.09067 -0.0429 0.6829 1.0000
6.000 0.3251 0.10391 0.09368 -0.0442 0.6783 1.0000
6.250 0.3186 0.10483 0.09455 -0.0419 0.6721 1.0000
6.500 0.3360 0.10685 0.09647 -0.0419 0.6635 1.0000
6.750 0.3623 0.11042 0.09992 -0.0431 0.6594 1.0000
7.000 0.3522 0.11050 0.09998 -0.0404 0.6499 1.0000
7.250 0.3767 0.11345 0.10283 -0.0412 0.6443 1.0000
7.500 0.3770 0.11501 0.10435 -0.0399 0.6386 1.0000
7.750 0.3904 0.11682 0.10610 -0.0396 0.6292 1.0000
8.000 0.4205 0.12094 0.11013 -0.0411 0.6248 1.0000
8.250 0.4073 0.12068 0.10987 -0.0384 0.6149 1.0000
8.500 0.4324 0.12386 0.11300 -0.0393 0.6094 1.0000
8.750 0.4288 0.12508 0.11420 -0.0379 0.6024 1.0000
9.000 0.4468 0.12739 0.11648 -0.0381 0.5937 1.0000
9.250 0.4587 0.13014 0.11920 -0.0380 0.5885 1.0000
9.500 0.4626 0.13129 0.12035 -0.0371 0.5784 1.0000
9.750 0.4947 0.13578 0.12481 -0.0387 0.5737 1.0000
10.000 0.4806 0.13546 0.12449 -0.0366 0.5633 1.0000
10.250 0.5107 0.13945 0.12847 -0.0378 0.5570 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 514 AIRFOIL (goe514-il)